马兴瑞任工信部副部长、国家航天局局长

近日,中央决定,任命马兴瑞同志为工业和信息化部副部长、党组成员,国家航天局局长,国家原子能机构主任,国家国防科技工业局局长、党组书记。免去其中国航天科技集团公司党组书记、总经理职务。马兴瑞简历马兴瑞,男,汉族,1959年10月生,山东郓城人,1988年1月加入中国共产党,博士研究生学历,教授,博     

太空10大未解之谜之——系外行星，避开母星的光芒

浩瀚的宇宙,无边无际无极限,遥远得难以观望,深邃得不可想象。迄今为止,人类所能想象的宇宙,不过都是在那银河横贯的星空,所延伸出来的想象罢了。而系外行星,隐藏在漫天星墨的背后,同样有如这浩瀚的宇宙,深邃邈远,难以观测,也无从想象。但后来,高度智慧的人类,     

“飞天”梦圆

2008年9月27日16时41分。浩渺宇空,敞怀相迎,芸芸众生,共同见证,神舟七号任务航天员翟志刚在刘伯明、景海鹏的协助和支持下,打开轨道舱舱门,迈出了中国人在茫茫太空中的第一步。这一步,虽清逸飙然,似了无痕印,却清晰地烙在了每一个炎黄子孙的心坎里。这一步属于中国,这一刻属于中国。整个出舱活动过程中,身着我国研制的舱外航天服的翟志刚,如同系在"神舟"舷上的一块灵动的汉白玉,飘浮,移动,一举手一抬足,俯仰之间,风姿卓越,美仑美奂……     

2008年各国航天发射活动回顾（上）

2008年全球共进行了68次航天发射,其中美国20次（太平洋奥德赛海上发射平台5次,肯尼迪航天中心4次,范登堡空军基地4次,夸贾林环礁4次,卡角3次）,俄罗斯27次（拜科努尔19次,普列谢茨克6次,卡普斯丁亚尔1次,亚斯内1次）,欧洲（库鲁）6次,中国11次（西昌4次,太原4次,酒泉3次）,     

伯者甚明——神七飞行乘组刘伯明专访

刘伯明,黑龙江省依安县人,中共党员,大学本科学历,双学士,1966年9月出生,1985年6月入伍。原空军某部飞行中队长,空军一级飞行员,安全飞行1050小时。现为中国人民解放军航天员大队二级航天员,副师职,上校军衔,神舟七号任务乘组成员。     

掌握规律 科学发展 提升能力 全面建设新工艺架构——中国空间技术研究院余后满副院长谈振兴工艺

2010年7月中国航天科技集团公司第二次工艺工作会在京召开,袁洁副总经理作了题为《加强创新、规范管理,全面提升航天工艺水平和制造能力》的工作报告。会议提出,要以实施工艺振兴计划为契机,加大工艺研究力度,推进工艺规范化工作,加强机构、队伍建设,优化制造模式,发展数字化制造,形成一批标志性、示范性成果,切实提升制造能力,促进集团公司产业化、规模化发展。会后各院按照会议精神,结合自身的情况制定了切实有效的措施,做好十二五规划,站在新起点、勇攀新高峰,以实现振兴工艺的宏伟目标。编辑部将密切关注各院针对工艺工作会的落实情况,分期进行跟踪报道。     

神九航天员简介

景海鹏简历景海鹏,男,汉族,山西省运城市人,中共党员,硕士学位。1966年10月出生,1985年6月入伍,1987年9月入党,现为中国人民解放军航天员大队特级航天员,大校军衔。曾任空军某师某团司令部领航主任,安全飞行1200小时,被评为空军一级飞行员。1998年1月正式成为我国首批航天员。经过多年的航天员训练,完成了基础理论、航天环境适应性、航天专业技术、飞行程序与任务模拟训练等8大类几十个科目的训练任务,以优异成绩通过航天员专业技术综合考核。2005年6月,入选神舟六号载人飞行任务乘组梯队成员。2008年9月,执行神舟七号载人飞行任务,获得圆满成功。2012年3月,入选神舟九号任务飞行乘组。     

天军起步——评美国空军X-37空天飞机

美国空军多年以来一直希望成为一支全球空军,具有全球力量投送和打击能力。读者或许会奇怪,作为世界上最强大的美国空军,几乎是横行于全世界,想打败谁就能打败谁,怎么还不算全球空军呢？其实,美国的＂全球空军＂概念,是能随时要从美国本土起飞,或者把特种兵投放到世界上任何角落,或者把炸弹扔向任何目标,而不依赖任何海外机场。就人类当前的技术水平来说,想要实现这种能力,非空天飞机莫属。     

空管奥运保障工作要做到：周密细致，安全顺畅，万无一失

6月25日,胡锦涛总书记在考察北京市奥运会配套交通设施期间,专程来到首都机场指挥塔台,在听取了苏兰根局长关于空管奥运保障准备工作的汇报后,他明确指示,“奥运会期间,首都机场将非常繁忙,一定要把各项工作考虑得更加周密细致,做到安全、顺畅,确保万无一失”。     

风雨兼程的温州机场——写在温州机场开航二十年之际

温州——一个有着1700年悠久历史的古城,浙江南部经济文化政治的中心,中国民营企业的发祥地。曾几何时,温州作为海防前线,随时和台湾的国民党军队作战,国家延缓了对沿台湾海峡城市的建设。因此,温州经济落后,基础设施差,城市面貌破烂不堪,特别是温州的交通条件,更是落后于全国的同级城市。     

膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推力室点火需求。研制了2种低压火炬点火试验系统,对膨胀循环发动机进行了17次点火试验,试验结果与理论分析结果相符,验证了补燃点火假设。     

姿控用再生冷却推力室传热特性研究

对采用MON-25／MMH推进剂的姿控用再生冷却推力室的传热特性进行了研究。首先使用二维传热计算程序,对推力室壁及再生冷却剂MMH的传热特性进行了初步评估,然后运用CFD软件对该问题进行了三维数值模拟,最后将两种方法的计算结果与常温300K和低温243K入口条件下的MON-25／MMH再生冷却推力室热试车状态进行对比,发现三者基本一致。     

膜冷却推力室传热计算研究

介绍了推力室液膜冷却机理,并对膜冷却相关研究进行了综述,在总结已有研究成果的基础上建立了一套液膜冷却推力室传热计算模型,采用该模型对某液膜冷却推力室进行了传热计算,地面试车测量值与壁温计算值基本一致。     

5kN再生冷却发动机推力室传热研究

5 kN摇摆发动机推力室采用再生冷却身部,为检验推力室冷却方案设计的合理性,对5 kN再生冷却发动机推力室进行传热计算,分析了再生冷却的影响因素,并针对发动机设计提出了相应的改进措施,改进后的发动机热试车工作正常,表明了改进工作的有效性。     

上面级发动机推力室喷管延伸段气膜冷却研究

上面级发动机采用四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂,将涡轮排气引入推力室喷管气膜冷却喷管延伸段.仿真计算和热试车表明：推力室主燃气与涡轮排气压力在同一截面处相等,涡轮排气沿喷管延伸段壁面流动形成紧贴喷管壁面的气膜,对主燃气无扰动,对喷管延伸段起到冷却保护作用.推力室喷管延伸段传热计算值和热试车延伸段温度测量值吻合,排气集合器内压力基本均匀,满足工程应用需要.     

Combustion performance and scale effect from N2O/HTPB hybrid rocket motor simulations

HRM code for the simulation of N₂O/HTPB hybrid rocket motor operation and scale effect analysis has been developed. This code can be used to calculate motor thrust and distributions of physical properties inside the combustion chamber and nozzle during the operational phase by solving the unsteady Navier–Stokes equations using a corrected compressible difference scheme and a two-step, five species combustion model. A dynamic fuel surface regression technique and a two-step calculation method together with the gas–solid coupling are applied in the calculation of fuel regression and the determination of combustion chamber wall profile as fuel regresses. Both the calculated motor thrust from start-up to shut-down mode and the combustion chamber wall profile after motor operation are in good agreements with experimental data. The fuel regression rate equation and the relation between fuel regression rate and axial distance have been derived. Analysis of results suggests improvements in combustion performance to the current hybrid rocket motor design and explains scale effects in the variation of fuel regression rate with combustion chamber diameter.     

Non-stationary heat behaviour of liquid propellant rocket engines

The transient behaviour of the liquid propellant rocket engine is accompanied by non-stationary heat processes in the combustion chamber, the cooling jacket, and the injector. Based on the analysis of the phenomena, which take place in the liquid propellant rocket engine after cut-off command, the major stages of the curve of the rocket thrust drop were defined. A mathematical model of heat processes is suggested, which includes the calculation of transient heat transfer in the chamber, and the detection of boiling-up of the liquid fuel components in the cooling jacket and in the injector. The determination of the law of the rocket thrust drop and a calculation of the after-effect impulse (AEI) are presented. The calculated transient heat flux the combustion chamber and the transient wall temperatures were compared with experimental data, which were received during starting, and with the impulsive behaviour of the liquid propellant rocket engine.     

RBCC推进系统主火箭发动机气氧／煤油推力室研究

为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧／煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧／煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧／煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧／煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。     

某发动机整机模态分析

为了获得某型号发动机的动态特性,采用有限元方法进行了发动机整机的模态分析。按照由组件到整机的思想,分别建立了各个组件的有限元模型。重点对推力室和喷管的建模方法进行了分析。将推力室按等效刚度法等效为单层壳,喷管按结构特性等效为正交各向异性壳,并将喷管计算结果同模态试验结果进行对比,验证了喷管建模方法的准确性。各组件模型组装为整机有限元模型,计算得到了整机的模态分布。数值计算结果同模态试验结果吻合较好。     

GH_2/GO_2涡流冷却透明燃烧室方案设计及试验研究

涡流冷却是一种新型的推力室冷却技术,采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并提高系统可靠性。本文在综合国外研究成果的基础上,对涡流冷却技术进行了理论分析,设计出推力室结构,采用石英玻璃加工燃烧室圆柱段部分,并用高速摄影仪记录了燃烧室内的火焰图像。研究表明,涡流冷却透明燃烧室方案是可行的,燃烧稳定段燃烧区域占燃烧室的55%～60%。