摘要：拦截弹轨控发动机在真空中的流场可为其设计提供重要的理论依据,同时其喷焰红外辐射特性也是防御上的重要研究对象。采用基于有限体积形式的LU格式离散N-S方程,通过时间推进法求解拦截弹轨控发动机喷管以及外场喷流区域在内的气相统一流场,同时考虑了各主要组分参与的化学反应,得到了轨控发动机喷管内外速度、温度、密度、组分浓度等参数的分布情况。研究表明:使用本文中的方法可以很好地计算出轨控发动机在真空中的内外流场。真空羽流膨胀迅速。

摘要：为提高动能拦截器变轨拦截能力,考虑目标与拦截器相对距离、相对速度等因素,构建了拦截器零控脱靶量、轨控发动机内弹道、发动机质量与尺寸等优化模型,将遗传算法和Powell算法相结合进行轨控发动机不确定性优化设计.应用算例表明,采用优化设计后的轨控发动机,拦截器可修正的最大零控脱靶量至少提高17.9%,不确定性因素的影响更加明确,为动能拦截器总体优化设计提供了参考.

摘要：所描述的轨控发动机采用同轴线对开双喷管结构设计,通过对不同工况、不同间隙条件下轨控发动机的流场进行数值模拟,得到了间隙对发动机燃烧室压强、推力等性能参数的影响规律。研究结果表明,当轨控发动机的转子配合间隙不断减小时,推力调节室总压随之不断增大,质量流率不断减小,发动机的推力调节特性变优。

摘要：针对采用轨控式直接侧向力控制的拦截弹轨控发动机开机准则与开机逻辑设计问题,提出了一种合理的设计方案,给出了轨控发动机的结构特点及工作方式。通过设定开机时间以及开机门限来完成轨控发动机的开机准则设计。利用轨控发动机自身分布的特点,采用改进的0-1规划算法,设计了轨控发动机的开机逻辑。最后,对开机准则和开机逻辑进行了数学仿真。仿真结果表明,轨控发动机的开机准则是合理的,采用改进的0-1规划算法设计的开机逻辑具有高效性及最优性。

摘要：针对某型固体轨控发动机发生点火延迟时间超差的问题,分析了原因,对环形点火器采取了结构优化和点火药调整等改进措施,并进行了单项点火试验、地面试车以及飞行试验的考核。结果表明:改进措施有效,环形点火器能量输出更加稳定,点火延迟时间超差问题得以解决。

摘要：针对固体火箭轨控发动机阀门电压信号检测时通常采用有线传输方式弊端明显的问题,文中设计了基于ZigBee与GPRS技术的阀芯运动位移量无线传感系统。文中详细介绍了数据采集检测节点、数据传输协调器节点的设计过程以及系统网络拓扑结构和网关配置方法。测试结果表明,该系统设计合理、传输可靠。

摘要：介绍了空间飞行器用轻质高比冲1000N轨控发动机的研制过程。为了实现高比冲的目标,从喷注器选型、喷注对设计、冷却设计等方面采取措施,并通过工作过程仿真,对集液腔结构、冷却液百分比和特征长度等参数进行优化设计。发动机身部选取了陶瓷基复合材料(Cf/SiC),利用该材料密度低的特点实现发动机轻质化要求。发动机经过了地面热试车考核,燃烧室外壁温、燃烧效率的仿真值均与测量值基本相当。其中,燃烧效率约96.6%,真空比冲约3 169 m/s,长程试车后发动机结构完好。

摘要：概述了"神舟"号载人飞船2500N轨控发动机研制的主要组件和相关试验的结果。介绍了研制试验情况,喷注器方案、燃烧稳定性、喷注器热相容性和推力室内冷却等关键技术,以及为满足载人航天高可靠性、高安全性要求而采取的可靠性措施。

摘要：研究了末制导段轨控发动机开机和关机时拦截器与目标的相对运动规律,给出了零控脱靶量的近似表达式。定量分析了轨控发动机分别处于常值力和脉冲力工作状态时的作用效果,以及影响末制导律对视线转率修正能力的因素,并给出了末制导段发动机能够修正的初始视线转率上限。结合相对运动规律的特点,基于抑制视线转率的思想设计了末段的导引规律。根据轨控发动机所具有的两种工作状态,将末制导拦截过程分为三个阶段来设计,特别设计了轨控发动机在两种工作状态之间的过渡过程,让拦截器以近似于平行接近的方式拦截目标。通过仿真,证明了该导引规律的有效性。

摘要：针对高空条件下导弹过载能力有限的情况,提出一种轨控式直接侧向力/气动力复合控制方法。首先,对侧向推力比例调节的轨控式直接侧向力/气动力复合控制导弹建立数学模型。然后,考虑质心漂移和侧喷流场干扰影响,设计滑模鲁棒控制器,实现气动控制部分姿态稳定功能。最后,建立轨控发动机推力模型,设计分档控制的轨控侧向力开机策略,实现直接力控制跟踪过载指令功能。仿真结果表明,与相同高度、速度条件下的单纯气动控制方法相比较,轨控式直接侧向力/气动力复合控制方法可以有效提高导弹快速响应能力和机动能力。