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1.
某助推级发动机试车后，对其高速摄影回放，发现固体火箭发动机4个喷管中有固体异物喷出，且发动机分解后发现，残留物中有点火装置残骸，说明点火装置在发动机工作的过程中没有完全燃烧，通过对此发动机的点火装置结构、材料和安装位置的分析，得到点火装置壳体没有完全燃烧的原因．
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2.
对航天器用火工品静电产生的原因及其对火工品的破坏机制等进行了介绍,提出了静电的防护措施,对电子设备的过压保护技术方法进行简要叙述,以期能在火工品防静电中得到应用.
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3.
采用故障树分析的方法,结合发动机设计和试验情况,针对固体火箭发动机尾部点火失效机理进行了分析,根据分析结果提出了解决方案．通过试验验证表明,改进后固体火箭发动机的点火性能有了进一步的提高．
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4.
改进了美国Nanmac公司的自更新快速响应热电偶,并将改进后的热电偶用于测量固体火箭发动机喷管喉衬内壁面上的瞬态温度和热流密度.测量是在一小型试验发动机上进行的,其喷管喉径为18mm.分别采用黑火药、双基推进剂和复合推进剂进行了点火试验,试验结果表明本文的测量方法是可行的.
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