我国台湾省研制固体发动机和冲压发动机的战术导弹

台湾省中山科学研究院现在正在进行三种型号的战术导弹研制工作,这些导弹全部采用自行研制的动力装置.1.短程空空导弹(AAM)以固体火箭发动机为动力.该导弹类似美国响尾蛇AIM-9L导弹,已于1986年5月18日进行了点火试验,用F-5E战斗机发射,成功地击中靶机.估计今年12月前完成此型号研制工作.中程空空导弹预计1989年7月完成.     

小型双基固体推进剂火箭发动机点火特性研究

固体推进剂的点火理论已有很多综述和评论。实际固体推进剂火箭发动机中的点火是一个包含多种因素影响的复杂过程,如对推进剂表面的加热经常是对流、辐射、热扩散、热粒子效应以及推进剂表面反应放热的返归等的综合;影响推进剂表面着火的原因也不单单是由于加热速率的大小,而环绕推进剂的介质成分、压力以及点火介质中的烟雾、推进剂的爆发温度、初温、表面状态等因素,也起着一定程度的作用。     

煤油—氢双燃料超声速燃烧点火特性研究

煤油－氢双燃料的超声速燃烧室中的自点火和燃烧稳定特性在直联式验装置上进行了实验研究。实验空气总温1650－1980K,总压基本保持在1.8MPa左右,燃烧室进口M数为2．5。用激光粒度仪测量了加压下煤油的雾化程度,为了寻找能点燃并维持煤油稳定燃烧的最低氢当量比,设计加工了四种不同构型引导火焰与凹稳焰一体腔结构,利用氢引导火焰局部地加速煤油的化学反应和凹腔的联合促进作用与优化结合,发现在没有强迫点火能源条件下点燃并维持煤油稳定燃烧的最低氢当量比较降低至0．03。燃烧室的性能用简化的一维计算机程序SSC－3作了初步估算。在长度425mm的燃烧室中获得了煤油的燃烧放率50％,引导火焰凹腔一体化结构对点火特性和性能的影响作了讨论。     

气氧酒精多管点火器试验研究

多管同步点火是塞式喷管的一项关键技术,介绍了气氧酒精多管点火器的设计和试验情况.研究了推进剂的混合比、点火器的工作时间、燃气导管的材料和几何尺寸、点火器的冷却方式,以及补氧燃烧措施对多管点火性能的影响,同时对高空情况下的点火方法进行了初步探讨.最后确定了多管点火器的工作参数,实现了可靠的多管同步点火.      

基于统计学方法的APU点火系统可靠性分析

针对APU点火系统故障频发,利用统计应用回归、直方图、正态分布等几种统计分析方法,分析了导致APU点火系统可靠性低的原因。通过数据分析结果,对当前的维修方案进行合理性评估,并提出了相应的解决建议,节约维修成本。     

一种基于倍福控制器的点火控制系统设计

设计了一种基于倍福控制器的点火控制系统，介绍了点火控制系统的主要功能，根据功能要求确定了总体设计方案以及系统的主要组成部分。对点火电路及其基本原理进行了分析与介绍，对系统各组成部分进行了详细的介绍。点火控制系统为控制系统和测量系统前端设备，并为摄像系统提供触发信号，为点火装置提供点火信号。     

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。     

旋转爆轰发动机工作过程的数值模拟

为了深入研究旋转爆轰发动机工作过程,采用高精度高分辨率迎风通量分裂格式(AUSMPW+)、氢氧7组分8反应化学动力学模型,求解三维带化学反应的Euler方程。对旋转爆轰发动机工作过程进行了数值模拟,分析了采用预爆轰管点火过程的流场特征以及整个发动机推力、推力偏心距、侧向力随时间的变化规律。计算结果表明:切向预爆轰管紧贴喷注入口时,点火过程仅产生一道单向爆轰波,能成功点燃旋转爆轰发动机;在本文给定的计算条件下,旋转爆轰发动机平均推力约180N,旋转爆轰波传播频率约为14285Hz;旋转发动机正常工作过程中,推力偏心矩、侧向力随时间周期性变化。     

J-2X发动机首次燃烧稳定性试验成功

据报道,日前美国家航空航天局（NASA）完成了J-2X火箭发动机的一项关键稳定性点火测试,试验在NASA斯坦尼斯天空中心的A-2试验台进行。此次点火试验焦点是表征新发动机的燃烧稳定性。试验期间,在发动机燃烧室内进行可控爆破,以此引入常规作业状态下无法预期的高能减震脉冲。     

第八颗北斗导航卫星成功入轨——中国航天高强密度发射大幕开启

2011年4月10日4时47分,长征三号甲运载火箭在西昌卫星发射中心点火起飞,将第八颗北斗导航卫星成功送入预定轨道。中国航天科技集团公司"十二五"宇航发射首战告捷。第八颗北斗导航卫星是北斗卫星导航系统中