嫦娥一号卫星完美进入工作轨道

北京时间2007年10月24日18日05分，嫦娥一号卫星由长征三号甲运载火箭在西昌卫星发射中心成功发射升空。火箭点火24分钟后，星箭分离，将卫星送入近地点高度205千米，远地点高度50900千米，周期约16小时的超地球同步转移轨道，实现了准时发射，准确入轨的目标，取得了发射阶段的圆满成功。     

复合固体推进剂危险性分析

一、引言 复合固体推进剂不单是一种能按一定规律燃烧的物质,而且潜在着爆炸或爆轰危险性,特别是高能复合推进剂,硝胺推进剂和改性双基推进剂的危险性就更大了。因为,就其化学本质来说,固体推进剂与炸药本质上很难区别,它的能量密度和反应热可与常规高效炸药相匹敌,甚至更高。因此,关于复合固体推进剂及其发动机的偶然性爆炸或爆轰问题,引起了人们的关注。     

无热子空心阴极冷启动特性研究

为了研究无热子空心阴极冷启动特性,测量了点火电压、供气流量、触持极与发射体间距等对空心阴极的点火及放电特性的影响。随着空心阴极点火电压从200~600V逐渐升高,阴极冷启动过程分成了未点着过程、过渡过程和稳定点着过程。稳定点着过程分成了击穿和自持两个阶段;在过渡过程中随着点火电压升高,冷启动时间逐渐缩短;在1~9sccm范围内逐步增大供气流量,无热子空心阴极冷启动点火电压逐渐下降;无热子空心阴极的放电特性与传统有热子空心阴极放电特性基本保持一致,同时随着触持极与发射体间距从2.3mm逐渐增大到4.3mm,放电特性也逐渐恶化。     

大直径小环腔燃烧室点火性能实验研究

为研究大直径小环腔燃烧室常温常压下的贫油点火性能,开展了燃烧室在不同进口马赫数（0.035～0.075）,点火电嘴插入深度（-0.3～2.2mm）,喷嘴间距比n=1.65和3.3下的点火实验研究,获得了进口马赫数、点火电嘴插入深度和喷嘴间距比等对贫油点火性能的影响规律。试验结果表明：在n=1.65时,随着进口马赫数的增大,燃烧室的贫油点火油气比快速下降,贫油点火边界拓宽,而点火电嘴的插入深度对燃烧室的贫油点火性能影响很小;在进口马赫数小于0.07时,n=3.3方案的贫油点火性能显著优于1.65方案;在相同进口马赫数下,着火时间及联焰时间随着油气比的增大而缩短;燃烧室的贫油点火边界受两个因数限制,燃油雾化颗粒度SMD不大于76μm和油气比不小于0.015。大直径小环腔燃烧室的喷嘴间距比设计能够远远突破常规燃烧室的设计值范围,达到3.3。     

某型号固体火箭发动机点火过程的数值模拟

采用端面燃烧的固体火箭发动机点火初期形成的受限冷喷流流场，采用简化模型，从曲线坐标下的非定常薄层近似Ｎ－Ｓ方程出发，用新型的ＥＮＯ差分格式，进行了数值模拟；定性地研究了点火药喷流与主装药形状的相互影响，在此基础上提出设计中应该注意的问题。     

高原发射地空导弹二级发动机点火参数计算

建立了高原条件下地空导弹二级发动机点火参数的计算模型。对地空导弹Ａ型及其改进后的Ｂ型两种导弹进行了，并通过了部队高原条件下的实弹打靶试验。试验的圆满成功雇地研究其它地空导弹高原条件下二级发动机点火性能具有参考价值。     

非自燃推进剂固液火箭发动机点火特性试验研究

叙述了非自燃推进剂固液火箭发动机的点火特性，并分析了点火起动程序设计、烟火剂点火器和复合固体引燃器的试验过程，结果表明；应用烟火剂点火器和预设固体引燃器，不仅能保证点火起动安全无误，而且还适用于多种非自燃固液发动机的点火 。     

固体推进剂光学参数对激光点火延迟时间的影响

给出了固体含能材料主要光学参数的定义和测量方法，考察了推进剂光学参数对激光点火中点火延延迟时间的影响，着重分析了吸收系数偏小带来的光学深度吸收，以及由此引起的理论与实际点火延迟的差异，并建立转换系数予以描述。以NEPE推进剂为例，对不同热流密度下点火延迟时间的理论估算表明，光学参数及由光学参数决定的浓度吸收对激光点火延迟时间的影响不可忽略。     

固体火箭发动机直列式点火系统设计

介绍了与直列式火工品相关的美国军标以及我国在固体火箭发动机直列式点火系统研究方面的现状，概述了直列式点火系统概念和优点。对以硼／硝酸钾为始发药的直列式点火系统进行了设计计算，初步计算结果是冲击飞片速度约为3500m/s。而试验表明在此冲击飞片速度下，本文设计的固体火箭发动机用直列式点火系统能够将硼／硝酸钾点火药可靠点火。     

舰载导弹发射数值模拟与点火时机研究

采用数值模拟方法研究舰载导弹的发射问题.基于虚拟样机技术建立了舰载导弹发射系统的多体动力学模型,通过定义运动模拟了舰船在海浪中的恶劣运动,采用时间离散采样方法模拟了舰船不同状态下的发射,针对不同推力、发射点及海况因素进行了发射数值仿真试验.研究结果表明,采样点火下发射导弹出筒的俯仰和偏航角速度出现周期性波动,而滚转角速...