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 。     

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。     

富氧预燃室初步试验研究

为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性，对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较，提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案，研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制，氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择，生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工，经过三个阶段的热试车，富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求，结构无烧蚀，工作可靠，完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。     

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。     

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。     

透过标准浅析美国氢氧火箭发动机可靠性技术

透过NASA可靠性标准《火箭发动机试验台》,解析美国氢氧火箭发动机地面试验方法和试验流程,重点研究发动机技术项目的筛选、最终评审、综合评审和热点火试验对提高氢氧火箭发动机可靠性的意义,以期为我国氢氧火箭发动机可靠性技术的标准化、系统化和科学化提供借鉴.     

空间发动机真空起动点火时差及其实现方法

液体火箭发动机在真空中起动时，燃烧室内易产生三相共存的状态，其中凝聚相能引起不正常的起动压力峰而损坏发动机。本文研究了甲基肼和四氧化二氮组合为推进剂时真空起动的点火时差，以便尽量减少着火前上述状态的存在程度。给出了利用控制阀通电时差、充填时差和控制阀响应时差这三种起动方式来实现该点火时差的方法。前两种方法已在某远地点发动机上使用并获得成功。     

推进剂入口压力响应时间对发动机起动过程的影响

针对自主设计的气氧/煤油单喷嘴模型发动机,对煤油入口压力响应时间与起动过程点火时序设置进行了研究,以实现发动机安全平稳起动,作为后期液体火箭发动机高频燃烧不稳定性研究的准备。设置不同工况进行发动机热试车,获得了煤油入口压力、氧主入口压力、推力室总压,以及静压与时间的关系,用高分辨率高像素监控系统实时采集图像。基于试验数据分析了试验平稳起动和爆燃产生的原因。结果表明:点火时机对发动机起动过程有显著影响,错误的点火时机可导致极端不稳定燃烧出现;煤油入口压力响应时间影响发动机的起动过程,点火时序设置由煤油入口压力达到最小值的时刻决定;点火时刻处于氧主的稳定流动段。所得结果为后期燃烧不稳定研究提供了基础。     

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。     

25tf膨胀循环氢氧发动机研制进展

25 tf膨胀循环氢氧发动机是针对我国重型运载火箭三级主动力需求研制的液体火箭发动机,也可应用于未来其他航天器的上面级。该发动机采用闭式膨胀循环方式,具备高可靠、高比冲、大范围变推力以及多次点火等能力。发动机已通过推力室挤压热试验、氢涡轮泵介质试验等子系统试验验证了各项关键技术及组合件设计方案,发动机的整机方案实现已不...     

Ignition system for oxygen/hydrogen auxiliary propulsion systems

When the oxygen/hydrogen bipropellant combination was selected for use in the Space Shuttle Main Engine, it became apparent that many advantages may result if the Auxiliary Propulsion System Engines were to use the same propellants. A new ignition system, possessing a dramatically new level of reliability, durability and response, is required because the oxygen/hydrogen combination is not hypergolic and the projected missions will require a very large number of fast-response engine starts.The objective of this program was to obtain basic data for spark torch ignition methods at operating conditions typical of a Space Shuttle Orbiter Auxiliary Propulsion System. The research included ignition analysis and igniter design, fabrication and hot-fire test.Extensive testing of spark torch igniters was performed (chamber pressure, 206.8 N/cm², 300 psia, nominal) in the Igniter-Only and Igniter-Complete Thruster (thrust, 6672 N, 1500 lbF, nominal) operational modes. Reliable, repeatable ignitions were obtained with spark energies of 1–10 mJ. Hot-fire test results showed there is no effect of back pressure (1.013 × 10⁵ to 1.333 × 10^?2 N/m², 7.60 × 10² to 1 × 10^?4 mm Hg) or low temperature (O₂, 170 K, 306 R; H₂, 107 K, 193 R) on the response of the igniter or the ignition delay of the thruster over the ranges tested. Igniter durability and pulse capability were demonstrated with 150 sec of continuous operation and 1000 consecutive pulses, respectively. Durability was further demonstrated with a series of 2500 Igniter-Complete Thruster ignitions at nominal chamber pressure. No limiting variables were encountered. The hot-fire test results showed the spark torch igniter is capable of meeting fully the typical Space Shuttle Orbiter Auxiliary Propulsion System mission requirements.     

膨胀循环发动机起动过程研究

针对膨胀循环发动机起动过程的计算问题,基于模块化建模方法,研究了各组件的数学和仿真模型,运用Simulink工具箱,编制了针对液体火箭发动机系统起动过程计算所需的各个模块库。在此基础上,对膨胀循环发动机系统的起动过程进行了仿真研究,分析了起动过程的影响因素。     

高速平板诱导轮的结构设计与分析

诱导轮是液体火箭发动机（LPRE）中重要的组成部分,它能有效地提高主泵的抽吸性能。首先介绍了LPRE诱导轮的几种典型结构型式,然后阐述了LPRE诱导轮的基本概念和设计原理,进一步推荐和分析了高速平板诱导轮几个重要结构参数的设计准则,最后按照设计方法设计了用于某液体火箭发动机的一台高速诱导轮,CFD计算表明它具有较好的扬程性能和抗汽蚀特性。     

氧气/煤油点火装置高空点火试验研究

为了实现冲压发动机高空环境条件下可靠点火以及空中熄火后再次点火的需求,研制了一种可多次点火、重复使用的氧气/煤油点火装置,并对氧气/煤油点火装置的高空点火性能进行了试验研究。试验结果表明：高空环境条件下温度和压力发生了变化,着火边界变窄,点火可靠性较地面降低,通过进一步理论分析,认为降低油气比和改变点火时序是提高高空点火可靠性的关键所在。适当降低煤油流量的供应将降低油气比,从而可以将设计点控制在着火区,点火装置时序设计按电嘴发火一氧气进入预燃室一煤油进入预燃室的顺序执行,该时序设计可以确保点火初期让油气比经历从贫油状态过渡到富油状态,当进入着火区时即能保证点火成功。     

超燃冲压发动机燃烧室碳氢燃料的点火和火焰稳定研究

在氢氧加热脉冲风洞上,对超音速燃烧室在进口2Ma、总温960~1 420 K条件下的碳氢燃料的点火和火焰稳定进行了实验研究。在直连式超音速燃烧室实验中,通过采用火花塞 氢先锋火焰、火花塞 乙烯先锋火焰的方法实现了煤油燃料的点火和火焰稳定。研究结果显示,当采用氢作为先锋火焰时,利用火花塞能够在燃烧室进口总温960 K条件下实现煤油的点火和火焰稳定;当采用乙烯作为先锋火焰时,利用火花塞,实现没有点火和火焰稳定的最低温度为1 420 K。     

过氧化氢推力室技术研究

简述了过氧化氢作为火箭推进剂的优点,重点介绍了近几年陕西动力机械设计研究所在过氧化氢单组元推力室和双组元发动机推力室研制中取得的进展。设计了几种过氧化氢单组元推力室并进行了试验;进行了过氧化氢／煤油双组元火药点火试验;进行了催化点火技术的研究,27次点火试验全部取得成功;设计并生产了几种双组元推力室,对过氧化氢／煤油自燃点火技术进行了研究,累计进行了500余次点火试验;采用37kN推力室分别进行了90％过氧化氢／煤油的火药点火试验和自燃点火试验,试验获得了成功。     

我国大推力补燃氢氧发动机研究进展

氢氧火箭发动机因具有很高的性能,在国内外运载火箭中得到了广泛应用。为了更好地开展深空探测,必须研制大推力氢氧火箭发动机。本文综合分析了国内外氢氧发动机的发展历史和现状,简要介绍了我国220 t补燃循环氢氧发动机方案和关键技术研制进展,该技术方案先进。通过开展试验件冷态试验和缩尺组件热试验等,研究了核心部组件的关键技术和方案选型。开展全尺寸预燃室热试验等分系统热试验,研究组件级技术,初步突破了部分关键技术。建议加快开展大推力氢氧发动机工程研制,促进我国航天推进技术发展。     

氧气/醇类燃气发生器启动过程试验研究

对氧气/醇类燃气发生器进行了热态试验,对启动过程进行了描述和分析,并引入点火时间和着火延迟两个参数深入研究了燃气发生器的启动规律。研究表明,燃烧室流量密度的增加对燃气发生器的点火时间影响不大,但会引起着火延迟的明显增加;时序中氧气与燃料两种组元进入燃烧室的时刻对启动过程有较大的影响,二者存在一个最优的时间间隔,可以保证燃气发生器快速、平稳、安全的启动。     

Supercomputer modeling of hydrogen combustion in rocket engines

Hydrogen being an ecological fuel is very attractive now for rocket engines designers. However, peculiarities of hydrogen combustion kinetics, the presence of zones of inverse dependence of reaction rate on pressure, etc. prevents from using hydrogen engines in all stages not being supported by other types of engines, which often brings the ecological gains back to zero from using hydrogen. Computer aided design of new effective and clean hydrogen engines needs mathematical tools for supercomputer modeling of hydrogen–oxygen components mixing and combustion in rocket engines.The paper presents the results of developing verification and validation of mathematical model making it possible to simulate unsteady processes of ignition and combustion in rocket engines.     

丁羟推进剂激光点火延迟时间研究

应用Ｃ２激光点火器研究了丁羟推进剂中氧含量，等因素及激光点火热通量与点瞎迟时间之间的关系，研究结果表明，随着丁羟推进剂氧量，燃速以及点火热通量的增加，推进的点火延迟时间缩短。超细铝粉能明显改善了羟推进剂的激光点火性能，使点火延这时间缩短。