对比了国内外火箭低温上面级的主要技术特征，梳理了关键流体管理技术，对低温推进剂空间热防护技术、在轨气液分离技术、在轨排气技术开展了调研与进展分析。指出新型被动热防护技术应用于上面级可显著拓展上面级的适用范围。热防护技术与上面级结构优化、空间流体管理集成使用可显著降低低温推进剂蒸发损失。金属网幕表面张力式气液分离装置在实现低温推进剂，尤其是液氢全液获取领域具有显著优势。热力学排气系统可实现无夹液排气，但会增大蒸发损失，被动式热力学排气系统可节省推进剂消耗量。我国应重视液氢空间流体科学与管理技术，尽早开发基于液氢/液氧推进剂组合的上面级平台。

综述了欧美国家在研究高能氧化剂硝仿肼和以硝仿肼为基的固体推进剂等方面所取得的最新进展.介绍了硝仿肼的研制背景,并通过对硝仿肼物理化学特性数据的分析,证实了硝仿肼在固体推进剂中的实用价值.同时还介绍了以硝仿肼为氧化剂,GAP为粘结剂,Al为燃料的固体推进剂配方的各种性能.

对近年来国内外出现的新型绿色(无毒、对环境友好)液体推进剂进行了评述.硝酸羟铵基单组元推进剂具有冰点低、密度比冲高、安全无毒的特点,适用于小卫星和上面级,催化分解技术还有待深入研究;二硝酰胺铵基单组元推进剂比冲高于硝酸羟胺基单元推进剂,发动机脉冲工作能力可与无水肼发动机相媲美,但目前发动机预热温度和燃烧室温度都过高;高浓度过氧化氢/醇基推进剂比冲为常规推进剂比冲的93%,密度比冲为102%;过氧化氢/叠氮胺类不但密度比冲高,而且可实现自燃;一氧化二氮基双组元推进剂在微推进系统中有广泛的应用前景;原子推进剂以其优良的比冲性能将给航天运载器带来革命性的飞跃,但对低温技术提出了挑战.

建立 了自燃液体火箭推进剂爆炸热辐射效应和冲击波特性理论模型 ，介绍了实验 研究的方 法.给 出了 N：O.／uDMH液体推进剂爆炸产生的火球直径、火球温度、火球辐射热 流、爆炸冲击波超压值等参数计算与实验观测结果.结果表明计算结果与实验观测结果吻台 由NzOt／uDMH液体火箭推进剂爆炸产生的火球最大直径 D～ 和火球持续时间 是推进剂 总重量 。的函数t根据实验数据整理的函数关系式； 一3.924W~口‘f 车O.61T 。利用 该理论摸型预测丁大型 N O.／UDMH 组元液体推诗剂运载火箭发生爆 炸事故产生的上述参 数，以及热辐射和冲击波不发生破坏和危害的安全距离。该计算摸型可为载人航天器逃遗系 统及航天靶场设计提供理论数据。 l盟 火球 查垫 逃选系统 航天发射场 中囝法分类号 O383 遵 .1̂ l

采用燃速-靶线法研究了2,6-二氨基-3,5-二硝基吡嗪-1-氧化物(LLM-105)的含量和粒度、不同复合燃烧催化剂(A-Pb/A-Cu/CB、B-Pb/B-Cu/CB、C-Pb/C-Cu/CB)及辅助增塑剂(三醋酸甘油酯(TA)、邻苯二甲酸二乙酯(DEP))对含LLM-105无烟复合改性双基(CMDB)推进剂燃烧性能的影响.结果表明,随着LLM-105含量的增加,不同压强下推进剂的燃速均有明显降低,添加质量分数25％的LLM-105可使10 MPa下推进剂的燃速下降达53.3％;粗颗粒LLM-105降低推进剂燃速的效果优于细颗粒,用粗颗粒LLM-105替代等量细颗粒LLM-105,可使不同压强下推进剂的燃速降低,10 MPa下推进剂的燃速降低1.5 mm/s;添加C-Pb/C-Cu/CB催化剂,推进剂在6～18 MPa下的压强指数由0.43降至0.25.用TA替代DEP,可降低推进剂的燃速及压强指数.

阐述了运载火箭推进剂输送管在研制过程中的仿真方法及试验方法，并选取典型带网套波纹管的输送管进行了有限元静力仿真和静力试验研究，通过试验验证了网套波纹管等效处理方法及输送管有限元仿真模型的可靠性。

建立了自燃液体推进剂运载火箭爆炸时地面残余推进剂蒸发模型和产生的有害气体在大气中的扩散模型,给出了N 2 O 4 /UDMH液体推进剂爆炸产生的地面推进剂残留量、推进剂污染区直径、大气环境中地面残余N 2 O 4 和UDMH推进剂蒸发速率等参数的实验结果.利用该理论模型对大型运载火箭发生意外爆炸事故产生的地面残余推进剂蒸发时间和形成的有害气体危害范围进行了估算.该理论模型可为航天发射场制定安全防护措施提供有用的评估方法.

研制了一套固体火箭发动机装药排气羽烟特征信号的检测系统,确定了固体推进剂发动机的实验条件,对4种推进剂进行实时检测,得出燃气烟雾对多波段信号衰减的透过率,并对测量系统可能带来的误差因素及系统的不确定度进行了分析.

通过对火箭发动机含高氯酸铵(AP)的复合推进剂用临界液氨销毁来介绍这一工艺方法。销毁工艺由四个连续的步骤构成：第一步采用临界液氨把含AP的复合推进剂从火箭发动机中取出；第二步萃取AP并将含AP的液氨和粘结剂残渣分离开；第三步从氨水中蒸发出AP；第四步将氨蒸气冷凝并重新循环使用。

固液混合火箭发动机的燃面后退速率低是制约该类发动机应用的主要因素.通过对大量相关文献分析,明确了固液混合火箭发动机中提高燃面后退速率的主要方法,方法一是在燃料中加添加剂,如AP粉和Al粉,方法二是使进入燃料腔的液体氧化剂产生旋流,这些方法对提高固液混合火箭发动机的性能具有重要意义.

综述了水下液体化学推进剂的品种、性能、应用以及未来的发展方向,指出单组元液体推进剂和多组元液体推进剂因能量和安全特性较优而被广泛应用,化学储能型推进剂是未来的发展方向之一,同时建议国内应加强水下液体化学推进剂的研究.附参考文献17篇.

对所有类型的多级火箭最省的最省推进剂方案与多级火箭最小发射成本方案的关系进行了分析.

全面回顾了我国载人航天工程实施30年来载人航天器推进系统的研制发展历程，系统总结了载人飞船、空间实验室、货运飞船、空间站等各类载人航天器推进系统的设计特点、关键技术、研制及飞行试验，以及取得的高可靠2500 N轨道控制发动机、金属隔膜式贮箱、可补加推进系统、空间压气机、电动浮动断接器等主要技术成果。随着载人空间站全面建造任务的完成，展望未来载人深空探测任务，分析了需要突破的航天器推进系统高性能轨道控制发动机、无毒单组元发动机、可重复使用推进系统、轻质大容积共底表面张力贮箱、深度调节变推力发动机等重大关键技术。

系统地综述了国内外固体贫氧推进剂的研究成果.对碳氢型推进剂、含镁中能推进剂和含硼高能推进剂的配方特征、燃烧特性和燃速调节方法进行了评述,提出了各类推进剂应解决的主要问题.

系统地介绍了胆固醇类衍生物、金属有机化合物、金属脂肪酸盐类等小分子有机胶凝剂(LMOG)的性质,简要阐述了影响有机胶凝剂胶凝能力的诸多因素.概括了有机凝胶在推进剂、海上凝油、微机械设计、物质分离等方面的应用.在此基础上,提出了未来小分子有机凝剂研究中应该注意的有关问题.

采用调节NEPE推进剂的配方组分、添加降速剂等手段进行了一系列降低燃速的研究。研究结果表明，增大AP粒径、降低NG/DEGDN的比例、适当降低AP含量、添加少量降速剂，可达到降低燃速的目的。通过对NEPE推进剂配方组分的调节，在没有添加降速剂时，其4.0MPa下燃速可达到4.7mm/s，并且实测标准比冲可达到2239.3N·s/kg。

采用快速热裂解原位反应池(气体原位反应池)/快速扫描傅里叶变换红外光谱仪(RSFT-IR)和固体原位池/RSFT-IR联用技术,实时测定了HMX/RDX/AP-NEPE推进剂气相及凝聚相热裂解产物,获得了在线性升温条件下该推进剂的热分解特征.研究表明,AP对其热分解过程有明显的催化作用 .

回顾了高能气体压裂技术(爆燃压裂)国内外发展历史,以及在长庆油田应用取得的进展。介绍了现用高能气体压裂在不同井况条件下的作用及弹型,并从岩石的适用性、传输方式、弹型选择以及火药剂量的确定等方面,介绍了针对鄂尔多斯伊陕斜坡地质状况的设计准则。对高能压裂技术存在的问题加以分析,认为固体火箭推进剂燃气压裂技术在近井压裂、孔道疏通清洗、水力压裂预处理等方面具有优势,并对该项技术的未来应用和发展提出了建议。

应用三维热粘弹性有限元分析方法,计算了固体火箭发动机星型药柱在环境温度载荷作用下的温度场和热应力场.应用线性累积损伤模型,计算了不同环境温度载荷作用下药柱的累积损伤.结果表明,在不同应力水平下,推进剂的累积损伤基本符合线性累积损伤规律.星尖处的应力最大,是发动机药柱容易失效的部位.推进剂在长期热应力作用下的累积损伤不仅由应力决定,时温转换因子也是十分重要的因素.

本文较详细地研究了模型推进剂(AP/wax,AP/A1/wax,AP/RDX/A1/wax)由燃烧转爆轰(DDT)的过程。分析了装药密度和铝粉含量对装药DDT的影响。结果表明:模型推进剂当其配比接近零氧平衡时较易产生DDT;含与不含铝粉的AP/粘合剂系复合推进剂药柱以及硝胺含量为20％的AP/硝胺炸药/A1粘合剂系复合推进剂药柱都不可能产生DDT。