联合技术系统公司对美国导弹防御火箭发动机进行试验

联合技术系统公司对美国导弹防御火箭发动机进行试验据联合技术系统公司９月２９日报道，该公司对陆基拦截机可移动喷管固体火箭发动机成功地进行了点火试验，这是美国陆军国家导弹防御技术准备计划的关键部件。发动机和多枢轴柔性密封，即喷管控制中的一种新概念，由联合...     

返回式卫星火工品点火控制电路监测器

简要介绍了返回式卫星火工品的种类和点火控制电路的组成,并重点叙述了用于地面综合测试时监测火工品点火控制电路状态的监测器的设计思路、原理和使用情况。     

氢氧爆轰直接起始的射流点火方法研究

为探讨氢氧爆轰驱动激波风洞中的高氢混合比氢氧混合气直接爆轰的点火方法，对射流点火管的点火能力进行实验研究发现，点火管长度是决定射流点火能力的关键因素，射流点火能力随点火管长度的增加而增强。点火管与爆轰管之间无隔膜，结构简单，操作方便。同时观察了点火管中增添孔板对射流点火能力的影响，发现障碍物对射流点火能力具有减弱作用。     

乙烯燃料超燃冲压发动机燃烧过程研究

在来流马赫数2.0的直连式燃烧设备上,研究了氢气引燃条件下带凹腔的超燃冲压发动机燃烧室内,从氢点火到氢与乙烯混合燃烧,再到乙烯单独燃烧的全过程的燃烧流动特性,通过纹影、火焰自发光、CH自发光以及OH-PLIF等手段瞬时同步研究了流场结构和火焰发展。先锋氢与乙烯的当量比分别约为0.33和0.10。整个燃烧过程分6个阶段,第一阶段为先锋氢注入之前的无反应流动,试验测定振荡频率约为400 Hz。第二阶段用于揭示先锋氢被点燃之前的流动特性,由于先锋氢的注入而产生的激波在下壁面反射并与凹腔内的激波相互作用,导致监测点压力增大。第三阶段描述了先锋氢的燃烧过程,从点火、火焰稳定直到壁面压力稳定,历时约26.0 ms。在0.1 ms内先锋氢点火对燃烧流场及流动结构产生重大影响,试验测量先锋氢燃烧产生的激波串的运动速度约为20 m/s,先锋氢稳焰模式为凹腔回流区稳定燃烧。第四阶段为氢气和乙烯混合燃烧,此阶段燃烧变得更加剧烈,激波串被推入隔离段内,以至于超出了观测范围,该阶段乙烯稳焰模式为剪切层稳定燃烧。第五阶段为乙烯的燃烧流动,当先锋氢停止喷注后,乙烯火焰在凹腔内的位置由上游向下游移动。最后一个阶段是乙烯单独燃烧直到火焰熄灭。初步分析表明,乙烯燃烧的CH自发光图片能定性研究其燃烧效率。     

“阿里安”-5的新型火箭发动机重启试验获得成功

以液氧/液氢为燃料的新型Vinci上面级发动机二次点火成功,该发动机将用于阿里安宇航公司的"阿里安"-5运载火箭。此项试验在位于     

点火瞬态过程仿真模型参数辨识

建立了固体火箭发动机点火瞬态过程一维非定常流场仿真模型,采用系统辨识方法进行了模型参数不确定性研究。基于点火试验用缩比发动机试验结果,得到了传热模型参数和瞬态燃速模型参数的最优估计,提高了点火瞬态过程一维仿真模型的预估精度。采用近似方法,构建Kriging近似函数,有效解决了一维非定常流场仿真的计算复杂性问题。     

固体火箭发动机点火过程内流场的二维预示

本文对固体火箭发动机点火过程的内场流进行了二维无粘非定常分析，计算得到了该阶段燃烧室中压强，温度和速度的分布。本文还提出了以近似预示复杂三维装药发动机内流场的有效积法。     

PE燃料热解过程对H2O2-PE固液发动机点火的影响

通过85%H2O2-PE固液火箭发动机中含有液体层的燃料热解模型,计算了PE燃料的热解过程,分析了燃料热解过程对点火时间的影响,计算结果和试验值一致。H2O2的流量对点火过程起决定性作用,当氧化剂流量低于最小点火流量时,发动机将无法点火。     

嵌金属丝端燃药柱固体发动机水下点火数值模拟研究

为探讨降低固体火箭发动机水下点火初期推力峰值的方法,通过对燃气采用常微分控制方程、对嵌金属丝采用一维传热方程、对端燃药柱采用二维轴对称传热方程、对燃气泡采用球形气泡模型,就嵌金属丝端燃药柱发动机水下点火的工作过程进行了数值模拟研究。算例结果显示,发动机水下点火初期的推力峰值小于稳定工作推力,初始燃面积对推力峰值影响较大,发动机达到稳定工作推力所需时间随药柱直径的减小而迅速减小,发射深度的变化对推力达到稳定状态所需时间影响很小。     

液体推进剂防火防爆问题综述

提起液体推进剂的着火爆炸,人们难免心有余悸。无论是导弹还是运载火箭的着火爆炸造成的巨大损失总令人们久久难忘。美国大力神2导弹(使用四氧化二氮和偏二甲肼、无水肼共144吨)1980年9月19日、1965年8月先后发生的两次爆炸不仅使弹井皆毁,还造成两个阵地54人死亡、21人受...