固体火箭发动机喷管入口和喉部内型面对比冲的影响

本文介绍一种火箭喷管入口和喉部处燃气—颗粒混合物流场的计算模型。定常状态燃气流场按长时间的渐近解计算,颗粒流场则假设为准定常流。然后,将这个模型与超音速燃气-颗粒流场特征线解方法结合。本文介绍了计算方法,说明了喷管入口角、喷管喉部曲率半径比、喉部尺寸和颗粒大小对发动机比冲的影响,并且将计算结果与少量发动机的点火试验数据作了比较。     

摩托车电控点火提前角实时推定算法研究(2)

发动机电控点火系统需要实时检测与最佳点火提前角相应的曲轴转角。实际发动机如采用一个曲轴转角传感器,就必须采用数值预测方法。采用集相平均和时间平均法外推预测曲轴转角,并将计算值与试验值进行了比较。结果表明:低速下采用时间平均法,高速下采用集相平均法,即可满足控制精度的要求,也可以减轻系统的实时性要求。采用线性计算方法足可以满足±0.5°曲轴转角精度的要求,同时计算简单,更适宜资源紧张的单片机采用。     

双语世界

神六发射时，火箭点火起飞时的瞬间，看到从火箭上掉下来许多小碎片，当时非常担心，后来听说是保温层，请问火箭部要用保温层吗？我们知道，发射运载火箭时，发射场的环境温度对火箭能否成功发射有重要影响，无论温度过高还是过低，都直接影响火箭的腾飞，因而一般对火箭要采取隔热保温措施。     

液体发射药的声空化点火技术

介绍液体发射药火炮的一种新颖的点火技术──声空化点火和国内外对该技术的研究情况，并对点火技术的反应机理进行了初步研究，提出国内对该技术的研究方向。     

小型固体推进剂火箭发动机某些点火问题的实验研究

用φ50mm标准试验发动机对双基和复合推进剂的发动机点火问题进行以下一系列研究工作:(1)在双基推进剂发动机的初始工作时,喷管堵盖的厚度将如何影响点火压力和点火延迟时间。试验结果表明:堵盖的爆破时间应该是在燃烧室最大压力的75％～100％处,那就是说,较厚的堵盖将得到较好的试验发动机性能。(2)在双基推进剂发动机中,堵盖厚度一定,燃烧室压力为25～115atm,试验结果表明:如果点火压力小于75atm,则某些通用的公式可用来计算点火药量。如利用Barrere和Lancaster公式来计算点火药量时,上面所讲的二个结果是有效的。(3)用一种高能金属氧化剂作点火材料的装药量和复合推进剂发动机的自由容积之间关系,对于不同的Ku,可作成曲线。例如用硼硝酸钾(B/KNO_3)作为点火药,聚酯推进剂作为发动机装药,则在对数坐标上所得曲线是线性的,这样,在点火器设计中易于确定所需烟火剂装药量。     

固体火箭发动机的点火故障

本文介绍了固体火箭发动机点火过程中由点火装置引起的部分故障,包括发火管结构损坏、能量输出较大、能量释放件爆炸和受真空环境条件影响造成的故障等,并对其故障原因进行了分析,还提出了点火装置设计中应采取的措施.     

液氧/甲烷燃气发生器试验研究

为了研究液氧/甲烷的点火和燃烧特性,进行了液氧/甲烷燃气发生器热试验研究。介绍了液氧/甲烷燃气发生器热试验的试验装置、试验方案和试验情况,分析了试验结果。试验结果表明燃气发生器设计方案和点火方案可行,点火品质较好,能够在较宽的工作条件下稳定工作,燃烧组织合理,燃烧品质良好,温度均匀性较好,积碳轻微。     

波音737NG飞机发动机点火系统典型故障分析与控制

针对波音737NG飞机发动机点火系统故障导致航班不正常激增问题展开调查、分析,对采取的措施进行了总结,以供同行参考。