基于发动机试车时序的某钝感点火器燃烧时间可靠性评估

针对新一代火箭上面级膨胀循环发动机使用的钝感点火器,为评估点火器的可靠性水平,通过点火器验收试验获取的强烈燃烧时间数据和膨胀循环发动机试车获取的起动加速性数据,利用假设检验的方法证明发动机建压时间S和点火器强烈燃烧时间r都呈正态分布状态,根据概率统计理论,其差r-s也为正态分布。采用应力-强度分布干涉理论,分析计算点火器基于发动机试车时序的点火可靠性为0.999 970。根据本文的分析和计算,认为验收的点火器发火性能可靠,能够保证发动机建压的可靠性,点火器强烈燃烧时间能满足发动机系统要求。     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

水对点火药性能的试验研究

点火器是液体和固体发动机中很重要的部件之一,它是否可靠直接关系到导弹的发射成败.我们分析了某型号固体发动机在地面试车及试飞的失败原因,认为点火器中点火药的含水率偏高是导致失败的主要原因.影响点火器可靠性的因素很多.从点火器本身来看,有点火药性能、点火药形状和尺寸、点火器的结构设计和点火器中的辅助材料等;外部因素有外界环境,如静电效应、电磁波效应等.我们分析了固体发动机失败原因,感到点火器质量存在严重问题,而且发现这不是由于点火药组成成分、点火器的结构设计所引起的.于是我们着重在点火药和含水率之间进行了试验研究.     

固体推进剂点火研究综述

一、引言固体推进剂点火研究(包括理论和实验研究),对于固体火箭发动机点火器的设计者来说,是一个关心的问题。可以从中了解到固体推进剂被点着的过程,提供点火器设计时需要考虑的影响因素和必要的数据,以提高设计质量,减少用全尺寸发动机试验来确定点火器性能的试验次数。随着点火器设计工作的深入,大型固体发动机的使用,开展点火研究工作,     

固体燃料冲压发动机火炬式点火器设计

对火炬式点火器工作原理进行了介绍,根据氧化剂、燃料的状态对火炬式点火器进行了分类,分析了各类点火器结构特点及热防护措施.设计出使用气氧、酒精的固体燃料冲压发动机地面试验用火炬式点火器,采用旋转液膜与酒精再生冷却相结合的办法,有效地加强了点火器的热防护.在冲压发动机试车台上,对该火炬式点火器进行了30余次单独试验,均取得了成功,可持续工作时间不少于20 s.     

用于大型固体推进剂火箭发动机的独特点火系统试验

本文介绍了用于大型固体推进剂火箭发动机的组合式无喷管、无壳体点火器方案的设计、分析及试验结果。该点火方案的主要优点是可以把60%左右的点火器消极重量变成药柱有效载荷。点火系统的主装药由点火器周围的发动机前段装药所构成。这段装药又是发动机推进剂药柱的一部分,设计成象一个小的低压无喷管火箭发动机,给主发动机推进剂段提供足够的压力和热流输出以实现发动机点火。前段推进剂的点火由一个比较小的径向排气的BKNO_3烟火剂药片点火器来实现。试验计划需验证三个方面的设计问题:     

固体火箭发动机点火器研制中的几个问题

点火器是固体发动机的基本部件之一。对点火器的主要要求是工作准确、可靠、安全。大型固体发动机广泛使用小火箭式点火器。它由电点火管、点火药盒和点火小发动机组成。小型固体发动机直接由电点火管和药盒式点火器点燃。为了安全,常在电点火管与药盒间加一个安全保险装置。电点火管目前广泛应用的是灼热电桥式点火管。为了工作可靠,要求每个点火管50毫秒全发火的最小电流不超过5安培。从安全性考虑,要求电点火管的最大安全点火电     

Vinci发动机点火系统研制状况

本文介绍了新型低温上面级发动机Vinci点火系统的研制状况,它的工作原理与当前使用的上面级点火系统不同,该点火系统由火花火炬点火器、点火器高压供应系统和激励器构成.首次介绍了点火器组件的构成,讨论了点火器及激励器试验结果.     

一种点火压强峰的控制方法

通过对比试验，分析了试验发动机出现点火初始压强峰现象的原因，采取减少点火器药量和调整点火器结构的方法，有效地降代了点火压强峰。     

固体火箭发动机管式点火器的工程设计方法

本文提出了用数值计算方法设计固体火箭发动机管式点火器的方法,计算采用四阶龙格库塔法,控制方程为一组常微分方法。应用模拟自由容积点火实验、点火器实验以及全尺寸发动机实验验证,本方法简便适用、设计可靠,有一定的工程应用和推广价值。     

喷嘴动态特性试验台与发动机谐振点火器

俄罗斯莫斯科航空学院对液体火箭发动机试验研究方面具有较丰富的经验，文中介绍了火箭发动机喷嘴动态特性试验台及发动机谐振点火器有关技术。     

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 。     

基于FLUENT的固体火箭发动机点火瞬态内流场仿真影响因素分析

应用FLUENT流体计算软件,采用UDF接口编程进行二次开发,用侧壁加质的方法模拟燃烧室加质,对固体火箭发动机内流场进行了数值模拟.针对影响仿真结果的主要因素,即点火器简化方式、点火器出口参数的选取方式和点燃方式三个方面进行分析.结合试验数据,得出点火器采用多条环形缝结构和点火器出口参数采用实测曲线,同时,点燃方式为动...     

固体火箭发动机点火系统一体化设计及仿真

基于ACIS几何造型平台结合HOOPS图形显示,开展了固体火箭发动机点火器一体化设计及性能仿真的研究.实现了快速预估点火器的主要结构尺寸、预示点火器的性能及三维模型的实时显示和交互.提出了一种计算点火器质量流量和压强时间关系的模型,通过比较证明了模型的有效性.采用流场数值模拟软件对点火过程进行分析,得到的结果和理论计算结果吻合较好.     

液体火箭发动机气动谐振点火技术的研究

基于对液体火箭发动机重复多次可靠起动的要求，气动谐振管的热效应可用来形成高温高能的点火源，对氢氧液体火箭发动机，研制了同轴氢氧谐振点火器，对包括氢氧推进剂的所有非自然液体火箭发动机研究了氦气谐振热表面点火器，研究结果表明这种新型的气动谐振点火技术是结构简单，高可靠性，无毒，无污染的非电钝感点火技术，对于重复多次起动的液体火箭发动机有着诱人的应用前景。     

气氧/气甲烷火炬点火器设计及试验

针对某型液氧/甲烷火箭发动机,为寻求多次使用的点火器,提出了变结构气氧/气甲烷火炬式点火器设计方案。根据设计要求及技术指标,对点火器进行了变结构、变缩进长度及变混合比试验,验证了点火器设计的可靠性。试验结果表明:混合比越大,燃烧室压强越大,出口补燃情况不发生改变; 缩进长度的变化不影响燃烧室压强及出口补燃情况的变化; ...     

固体火箭发动机激光点火装置研究

介绍了激光点火器的工作原理、结构及试验结果。已研制成功的激光点火器输出能量不小于1.0J，结构质量不大于0.9kg，实现了双路点火，其安全性、可靠性比传统的电能点火器有了很大提高，该装置已具备了固体火简发动机点火的实际应用功能。     

运载火箭气氧/煤油姿控发动机技术研究

为实现空间推进系统的无毒、无污染、低成本、高性能和高可靠性,在国内首次研制了运载火箭辅助动力系统气氧/煤油发动机。以推力150 N的气氧/煤油发动机为研究对象,给出了点火、喷注器及身部冷却、阀门等的设计方案。介绍了研制中突破的小姿控发动机电脉冲点火器、气/液组合的有效混合、发动机稳态工作时的烧蚀,以及高空真空点火等关键技术。计算了气液两相流稳态燃烧流场并进行了氧化剂路气流试验。地面热试车和高空模拟热试车的结果表明,电脉冲点火器可实现发动机的可靠点火,采用同轴离心式内混合喷注、铌合金液膜辐射冷却方案的该气氧/煤油发动机真空比冲可达2 800 N.s/kg,脉冲工作大于3 000次,但真空中发动机的冷却仍需进一步研究。     

塞式喷管发动机多管点火方案的研究

塞式喷发动机点火系统应能同时为十个以上独立的小燃烧室提供充足的点火源，在主推进剂进入后能继续维持燃烧，文中给出了三种点火方案，利用爆震波只需较小的电能输入即可同时点燃塞式叶管发动机的多个燃烧室，用气动谐振点火器无需外部能量输入即可实现多管点火，小燃烧室的电火塞点火能将小燃烧室喷出的火炬用于塞式喷管发动机的多管点火。文中最后给出了气动谐振点火器用于塞式喷管发动机多管点火时的实验数据和技术途径。     

有关固体火箭发动机的两组统计数据

据资料报道,就典型的固体火箭发动机来说,美国对自己的研究历史作了统计分析后,得出以下两组数据: 1.在固体火箭发动机总成本中,推进剂成本占34％,壳体成本占25％,喷管成本占20％,绝热层成本占8％,点火器成本占1％,装配检测成本占8％,其它成本占4％。 2.固体火箭发动机的成功率为96％,事故率为4％。在事故中,研制发动机占79％,鉴定发动机占18％,批生产发动机占3％。