多推力室的气动谐振点火器研究

为了满足多推力室多次同步点火的需要，通过大量的空气气动谐振加热实验和理论分析，研究了两种利用气动谐振点火技术的多推力室点火器，即多管点火器和小点火器，给出了两种点火器的系统结构、试验参数以及部分试验结果。这两种点火器都能在1秒内提供不同流量的火焰燃气，分别适用于较小推力室和较大推力室的点火。在实验室中进行的多次点火试验结果表明，这两种点火器都可以可靠地进行海平面上多推力室的多次同步点火。     

气动谐振加热现象的数值分析

为了进一步研究气动谐振加热的机理,采用SIMPLEC方法求解二维轴对称雷诺平均N-S方程,对喷嘴一圆柱形两端开口管系统和喷嘴—圆柱形谐振管系统进行了数值模拟。并对气动谐振过程中加热结果进行了分析,对该过程进行了合理物理描述。     

气动谐振加热基础试验

为了进一步掌握气动谐振加热的规律,为气动谐振点火器的研制提供试验基础,在原有气动谐振加热初步试验研究的基础上对谐振气体流量变化,不同的排气孔形式以及不同内径的谐振腔对谐振加热性能的影响进行了研究。通过大量的气动谐振加热基础试验,得到了谐振加热性能随不同参数变化的规律,为气动谐振点火器结构参数的选择提供了试验基础。      

应用气动谐振点火的氢氧小发动机试验

将气动谐振点火技术应用于小推力氢氧火箭发动机的设计,通过分析不同混合比下的比冲和燃气温度,确定了氢氧小发动机的总体参数,开展了在不同工况下点火器的单独试验,氢氧小发动机的全系统试验以及小发动机脉冲起动试验。研究结果表明,氢氧小发动机可以实现多次重复起动,结构完好,性能稳定,验证了应用气动谐振点火技术氢氧小发动机的可靠性及方案的可行性。     

同轴氢氧谐振点火器试验研究

在环形喷嘴气动谐振加热的试验研究基础上,对同轴氢氧谐振点火器进行了点火性能试验和反压试验研究,结果表明:点火器能为液体火箭发动机可靠点火提供强大热流;能重复多次点火,寿命长;点火器抗系统干扰能力强,点火器出口反压快速增长时,点火器不会熄火,仍能持续提供稳定的氢氧火炬。非电钝感的同轴氢氧谐振点火器可作为正在研究发展中的可重复使用液体火箭发动机多次点火的优选方案之一。     

气动谐振管加热效应初步实验

为了有效地应用气动谐管加热现象的热效应，以发展液体火箭发动机的气动谐振管点火新技术，需要获得谐振管热效应的变化规律。实验测量了三种谐振管，即圆柱型、阶梯型和锥柱型谐振管间的表面加热温度。实验中主要考虑喷嘴与谐振管间的分离距离以及供气压力的变化。所获得的谐振加热特性可用于实际谐振加热装置的设计。     

气动谐振管加热振荡流动过程数值研究

为了了解气动谐振管加热现象的振荡流动过程，利用显式TVD－MacCormark格式数值求解二维轴对称雷诺平均N－S方程，获得了一个谐振循环中完整的喷嘴－谐振管系统的振荡流动湍流流场，结果表明，欠膨胀声速冲击喷流固有的流场不均匀性和不稳定性是谐振管加热现象产生的内在原因，激波耗散是谐振管主要的加热机理。     

新型空间站氢/氧变轨发动机研究

基于气动谐振点火技术的氢／氧变轨发动机是一项新型的液体火箭推进技术,尤其适用于空间站应用。通过氢氧推力室理论热力计算以及同轴氢氧谐振点火试验研究,采用了同轴氢氧谐振点火器加氧气补燃喷嘴的发动机头部结构方案。在同轴氢氧谐振点火器进行性能试验研究基础上,依次成功进行了发动机头部的谐振点火及氧气补燃试验。最后,成功完成了包括单脉冲、连续双脉冲及3．0S持续工作几种形式下的发动机地面试车试验,验证了发动机工作的可靠性及可行性。发送机起动时间达到0．2S以内。     

基于气动谐振点火器的氢氧变轨火箭发动机地面点火试验

结合气动谐振点火器进行头部设计的氢氧变轨火箭发动机是一项新颖化学火箭推进技术,尤其适于空间站应用。在对适用于发动机头部结构方案的同轴氢氧谐振点火器进行大量特性试验研究的基础上,先后成功进行了发动机头部点火,发动机整体的单脉冲、双脉冲以及3.0s稳定燃烧几种工作状态下的多次试车试验,研制出满足相关技术要求的发动机地面试车样件。      

圆锥形谐振管的谐振性能研究

在液体火箭发动机气动谐振点火技术中,圆锥形谐振管因气体谐振加热温度高、加热速度快而受到重视。文中利用Whitham规则,从理论上分析了在圆锥形管中振荡气体的压强和温度特性。因为圆锥形谐振管对激波有增强作用,所以在相同条件下,圆锥形谐振管中气体压强的振荡幅度和加热温度、速度都要高于圆柱形谐振管,因而圆锥形谐振管加热性能比圆柱形谐振管好。      

液体火箭发动机气动谐振点火初步研究

气动谐振点火是基于气动谐振加热现象的一种新型的点火方式。在特定的气动谐振条件下,高速喷流与谐振管内流相互作用形成周期性运动的激波和膨胀波,将压缩气体的能量不可逆地转化为热能,形成高温高能的点火源,从而点燃推进剂组元。建立了简化的理论分析模型,对可能获得的最高温度进行了预测,探讨了在液体火箭发动机上实现气动谐振点火的方案。     

气动谐振管加热过程气体参数的测量与分析

实验研究了圆柱形、圆锥形和锥柱形三种结构形式的气动谐振加热管,采用高温高频压力传感器和灵敏度较高的温度传感器直接测量了谐振管加热过程中谐振腔底气体的压力和温度的时间历程。实验结果确认了谐振管加热的主要机理是激波振荡累积加热机制,而且表明谐振温升与管内气体压力振荡幅值有关,而谐振管压力振荡幅值与驱动气体压力有关;结构形式不同的谐振管,加热特性显著不同。实验结果有助于液体火箭发动机谐振管点火器的实际设计,而且可以用来检验数值模拟的正确性。      

振荡管内气柱谐振的研究

首次提出振荡管气柱谐振概念。对气柱谐振机理、条件、有关因素对谐振激励频率的影响及谐振状态下管内振荡流特性进行了探讨。结果表明：气柱谐振与管内激波运动有关;谐振状态下管内出现最强的压力波并产生最强的冷效应和热效应。     

高混合比火炬式电点火器试验研究

介绍了低温高混合比火炬式电点火技术的初步研究进展,包括有关的设计参数和试验情况。该点火器用电火花塞作为激励能源,氢氧推进剂通过一个位于头部的同轴式喷嘴进入点火室,大部分液氢用作冷却剂通过排放冷却方式冷却点火室。累计５次共５０ｓ的热试车表明,高混合比火炬式电点火器能实现可靠的低温点火,并具有较广的工况和混合比变化范围。