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。     

固体火箭发动机冲击信号响应谱分析

对固体火箭发动机地面点火试验的点火冲击信号进行了冲击响应谱计算。计算程序采用较为先进的改进递归滤波器法，并介绍了冲击响应谱的计算原理、程序验证和试验数据处理结果验证。     

摩托车发动机点火提前角的研究

与汽车相比，摩托车发动机的未燃HC排放较高。减少未燃HC排放的有效措施就是控制点火提前角。本文对我国目前摩托车发动机点火系统的点火特性及对发动机动力性、经济性及排放性能的影响进行了分析，讨论了固定式点火系统及目前最广泛使用的CDI点火系统的不足，兼顾性能及成本，指出了升级现有点火系统的思路及所需要做的工作。     

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。     

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。     

大长细比小型固体发动机后点火试验研究

阐述了小型固体火箭发动机点火性能参数与影响因素．介绍了大长细比长尾喷管小型固体火箭发动机后点火的设计思路和试验情况．并对后点火试验研究进行了总结。     

固体火箭发动机电子式安全点火机构研究

文章介绍了一种新型的用于固体火箭发动机的电子式安全点火机构。它全部采用电子线路控制，结构简单，通用型强，能够满足各种类型发动机点火需要，解决了以往机械式及机电式安全点火机构在结构原理上的限制与缺陷，同时可以将其应用推广到其它领域。在理论与实际中都具有很大的价值和意义。     

液氧/液甲烷姿控发动机点火技术研究

液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。欧美国家已经开展系统以及相关组件的预先研究,其中美国已经完成了系统级的地面自由飞行试验。国内也已开展了低温推进系统技术论证,并开展了主发动机、姿控发动机以及点火器、低温贮箱、低温阀门等关键组件的研发。针对液氧/液甲烷低温推进剂组合进行了点火技术分析筛选和试验研究,验证了电火花点火与激光诱导等离子点火两种方案的原理可行性。试验表明在入口条件从气态到液态的宽广范围内两种方案均能实现可靠、可重复点火,两种点火方式对于LO_x/LCH_4发动机均原理可行。试验得出可靠点火的火花能量边界特性、混合比边界特性、响应特性以及脉冲特性,为后续液氧甲烷发动机设计提供依据。     

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 。     

翼柱形模拟发动机点火燃气填充过程研究

含翼槽发动机点火燃气填充过程对固体火箭发动机整个点火升压过程有着潜在影响.通过试验,测定在不同点火药量、不同堵片打开方式下,点火燃气填充过程中头部和尾部翼槽内的压强变化情况以及两翼槽内的压强响应时间间隔,并建立了模拟发动机的点火燃气填充过程计算模型,计算结果与实测数据吻合较好.结果发现,堵片的状况影响两翼槽内的压强变化情况,同时两翼槽内的压强响应时间间隔与燃烧室内主流燃气速度有关.     

低温点火条件下药柱结构完整性分析与试验

固体发动机在低温点火条件下,药柱承受低温和压力载荷的联合作用,结构完整性受到严峻考验,极易发生故障。基于三维粘弹性有限元法,采用MSC. Patran/Marc有限元软件,分析了某模拟发动机药柱在低温和低温点火升压两种载荷下的结构完整性,利用固体发动机冷增压试验系统对该型发动机进行了冷增压试验,考虑温度和压力载荷的不耦合特性,将试验结果与数值仿真结果进行了比对分析。研究表明,药柱在低温点火条件下安全系数为2.46,结构完整性满足要求;试验结果与仿真计算结果一致性较好;相关研究方法和结论可为固体发动机设计、分析与试验提供参考。     

日本H-2B新型火箭完成首次系留点火试验

据中国载人航天工程网2009年4月9日报道，日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）与三菱重工公司于4月2日在日本种子岛航天中心2号发射台完成了对H-2B火箭的首次系留点火试验。目的是验证两台发动机同时点火的安全性，确认火箭系统与地面设施的接口及发射前倒计时程序。点火进行了10秒钟，JAxA称，试验顺利，初步结果表明发动机工作正常。H2B的下一次试验主要演练倒计时程序，将持续点火150s，以获取更多的一级点火阶段火箭振动数据。日本官方已经初定于9月初进行首次发射，首个H-2转移飞行器（HTV）已在筑波航天中心进行最后阶段的测试，并计划于4月底转运至种子岛航天中心进入发射程序。     

固体火箭发动机点火过程内流场的二维预示

本文对固体火箭发动机点火过程的内场流进行了二维无粘非定常分析，计算得到了该阶段燃烧室中压强，温度和速度的分布。本文还提出了以近似预示复杂三维装药发动机内流场的有效积法。     

金属粉末燃料冲压发动机初步试验研究

为了检验金属粉末燃料冲压发动机的点火及燃烧特性,对设计的发动机进行了初步的直连式试验研究。初步试验结果表明,目前设计的燃料供应系统能将粉末燃料有效输送到发动机燃烧室;在火炬作用下粉末燃料能实现快速点火启动;火炬工作结束粉末燃料可自身维持燃烧;燃烧室壁面沉积较多,主要分为2层,其中表层为白色MgO,内层为Mg、MgO和Mg3N2的混合物。     

端燃药柱药面点火引燃过程试验

复合固体推进剂的点火引燃过程一直受到广泛关注。为了提高发动机设计质量,减少点火试验次数,以及更好地揭示燃面的引燃着火机理,本文在大气条件下对端燃药柱的点火试验进行研究,观测到了药柱点火引燃和燃面扩展的瞬时变化情况。通过进一步分析具体燃烧过程,获得了药面单点引燃的燃面扩展方式,并结合传热仿真分析、内弹道计算结果解释了药面点火源数量是影响点火延迟差异、建压时间较长的机理,以及喷管堵塞的主要作用是控制炽热颗粒落在药面上,进而增强燃面着火效率,提升发动机点火可靠性。     

固体火箭发动机不点火自毁爆炸危险性研究

根据中能固体火箭发动机的自毁爆炸特点及发动机自毁模拟试验的结果。结合过去固体火箭发动机的研制经验。提出了中能固体发动机不点火自毁爆炸危险性的计算方法。并对三级火箭固体火箭发动机不点火自毁时的爆炸TNT当量,碎片飞散距离和冲击波超压安全距离进行了计算和分析,为导弹自毁爆炸危险性分析提供了参考。     

点火瞬态过程仿真模型参数辨识

建立了固体火箭发动机点火瞬态过程一维非定常流场仿真模型,采用系统辨识方法进行了模型参数不确定性研究。基于点火试验用缩比发动机试验结果,得到了传热模型参数和瞬态燃速模型参数的最优估计,提高了点火瞬态过程一维仿真模型的预估精度。采用近似方法,构建Kriging近似函数,有效解决了一维非定常流场仿真的计算复杂性问题。     

固液捆绑火箭发动机健康诊断技术

为使固液捆绑运载火箭发射更具有可靠性和安全性，本文首次提出了一种基于三冗余架构的芯级液体发动机健康诊断系统。在芯级液体发动机点火后，由箭上健康诊断系统根据红线算法对发动机状态进行诊断，确认液体发动机状态正常后再进行固体发动机点火。通过地面发动机试车及飞行试验考核，结果表明:该发动机健康诊断系统设计正确，能够及时有效地检测液体发动机工作状态，且未发生误警报或漏警报。     

PE燃料热解过程对H2O2-PE固液发动机点火的影响

通过85%H2O2-PE固液火箭发动机中含有液体层的燃料热解模型,计算了PE燃料的热解过程,分析了燃料热解过程对点火时间的影响,计算结果和试验值一致。H2O2的流量对点火过程起决定性作用,当氧化剂流量低于最小点火流量时,发动机将无法点火。     

大型分段式固体火箭发动机点火瞬态过程研究

通过建立固体火箭发动机点火瞬态数学模型,对某大型分段式固体火箭发动机工作初期小火箭式点火装置的火焰喷射方式、分段对接部位火焰传播过程以及前后翼燃面的传播过程等进行数值计算研究。计算结果表明,发动机点火过程中,燃烧室内的流动顺畅,没有出现压强异常振荡现象,点火初期的火焰冲击对分段对接部位的绝热结构影响很小,但整个后翼槽药面全部点燃用时在整个火焰传播期用时占比过大。数值计算结果与全尺寸发动机地面热试车结果对比表明,数值计算点火平衡压强、压强爬升时间以及升压速率与地面热试车结果吻合性好。