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 。     

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.     

发动机供应系统中汽蚀管自激振荡特性试验

为研究汽蚀管在火箭发动机供应系统中的自激振荡特性,采用全尺寸的发动机泵后供应系统,并模拟供应系统在发动机中的边界条件,开展了汽蚀管动态液流试验。在不同的汽蚀管相对压力损失下,获得了不同位置处的压力振荡数据。试验结果表明,当汽蚀管处于汽蚀工作状态,汽蚀管下游脉动压力存在220~310 Hz范围的振荡,下游压力的自激振荡对汽蚀管上游系统无明显影响。随着汽蚀管相对压力损失的增大,汽蚀管下游的汽蚀振荡频率减小,汽蚀振荡幅值增大。在汽蚀管与主阀之间,振荡幅值沿流向逐步增大,从主阀至推力室头腔,振荡幅值逐步衰减。当汽蚀裕度过大时,汽蚀管下游出现大幅值的压力脉冲尖峰,并导致导管结构产生高幅值的脉冲形振动响应。     

小型固体发动机旋转试验用微型点火控制与数据采集系统

为适应固体火箭发动机旋转试验的需要,以MCS—96单片机为主机,设计了一种微型的点火控制与数据采集系统。该系统直接安装在旋转试验台内部。省去了传统的集流环,为以后开展悬浮试验创造了条件。     

发动机地面试验点火时序控制研究

分析了固体发动机试验点火控制电路及其三个主要环节：交流继电器，电磁继电器及引线，后者为长约300m的导线，模拟研究表明，在点火瞬间及点火前预调点火电流时，引线会产生自感电压对线路产生干扰，研究了提高时序控制精度，点火可靠性及电路安全性的途径。     

火药真空点火试验装置的研制

阐述了火药真空点火试验装置的构成及其各部件的作用,重点介绍了装置中的管道设计,最后简述了试验方法和步骤。     

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.     

织女星火箭进行发动机点火试验

近日,Zefiro 9-A(Z9-A)发动机在位于意大利撒丁岛的试验场成功进行了首次点火试验,这是织女星火箭飞行鉴定试验前的最后第二次发动机点火试验。此次试验检验了弹道性能(压力及推力曲线)、内部热防护效率、推力矢量控制性能,以及传导热与动力环境发动机性能。Z9-A固体火箭发动机是织女星火箭的第三级发动机。发动机点火燃烧了120 s。结果验证了这种改进型发动机预期性能的提升,以及发动机喷嘴坚固性的改进。这种使用新喷嘴设计和优化推进剂加注方式的改进型发动机,完全符合织女星火箭第三级发动机的飞行特性,但为使发动机适应水平状态,使用了截平喷嘴。预计2009年2月,Z9-A发动机将进行第二次飞行鉴定试验,而火箭飞行鉴定试验计划将于2009年末进行。织女星火箭是一枚三级固体推进火箭,有一液体推进剂上面级,起飞质量137 t,能将1 500 kg有效载荷送入高度700 km的极轨,可用于发射各种科学和地球观测任务航天器。织女星小型火箭为4级火箭。其中有三级使用固体推进剂,一级使用液体推进剂。使用固体推进剂的分别为P80一级、Zefiro-23二级和Zefiro-9三级;使用液体推进剂的一级为AVUM。Z9-A发动机整体高...     

固体推进剂点火研究评述

为了确定最新的固体推进剂点火工艺,对有关点火方面的文献作了广泛的评述,严格地检查了各种点火理论、实验方法和点火准则,并以简明的表格形式进行了总结,便于对各种不同的研究作比较。讨论了各种重要参数对点火过程的影响,指出了技术上的主要不足之处,以及今后的研究方向。     

硝胺推进剂点火模型的研究现状

近年来,硝胺推进剂的研究取得了长足的发展,本文介绍了国外现阶段硝胺推进剂点火模型研究的现状.根据出发点的不同,把点火模型分为两类:从理论角度出发着重于点火机理的研究及从工程角度出发着重于实际工程的应用,并分别对其代表性的模型进行了介绍.     

双组元点火试验自动控制系统设计与实现

本文介绍双组元点火试验自动控制系统的功能及设计,并介绍了以可编程控制器技术为核心,点火试验自动控制系统的构成与实现.     

霍尔推力器点火过程研究现状及展望

为了总结霍尔推力器点火启动过程方面的研究成果,梳理未来的研究方向,对国内外相关研究进展进行了综述,详细分析了霍尔推力器点火启动过程及其关键研究点,总结了霍尔推力器点火启动过程中阴极电子源效应、点火启动条件、点火启动过程及等离子体演化过程、点火冲击电流、抑制方法以及点火过程向稳态转换过程的基本概况和发展趋势。面向未来深空探测、商业航天等空间推进任务,提出了霍尔推力器点火启动过程值得研究的问题和方向。     

气氧/煤油谐振点火器研究

谐振点火系统因其结构简单且可重复多次点火而具有很大吸引力。在本研究工作中,设计和试验了一种谐振式点火器,用气氧和煤油燃烧来形成火炬。环境条件下的初步试验结果表明在0.2～0.3LPa较低的煤油喷注压力下,设计可点燃气氧/煤油混合物的点火器是可行的,这就使利用恒压燃料贮箱中的煤油进行点火成为可能。氧在0.1s内就可在谐振腔内被加热至点火温度并在瞬间点燃喷入的煤油。     

固体火箭发动机激光点火系统

概述了固体火箭发动机激光点火的机理、实用激光点火系统的组成和主要技术关键。重点讨论了部分主要技术的解决途径。     

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。     

车载轻型防空导弹武器系统现状及发展趋势

论述了国外车载轻型多联装防空导弹系统发展现状及其主要性能特点,综述了该武器系统的抗红外干扰导引头、光电搜索跟踪、激光近炸引信、整车高度集成化、行进间或短停作战、通信及组网作战等关键技术,并讨论了以红外寻的导弹为主体的整车设计、一种平台多种用途、提高拦截低空小目标与适应复杂电磁环境能力,以及提高信息化和网络化水平等发展趋...     

阿里安V上面级发动机VINCI的研制状况

本文对2002年6月以前VINCI发动机的研制进展情况进行了综述.阐述了VINCI发动机的系统、结构以及发动机的细化设计(包括机械分析模型和热力学模型),介绍了VINCI发动机制造和发动机主要组件的试验情况,最后对VINCI发动机的试车台和试车计划进行了简介.     

Vulcain 2发动机研制进展

Vulcain 2发动机将作为阿里安5改进型运载火箭的动力装置,与现有的阿里安5火箭相比,新阿里安火箭通过提高发动机推力和组元比而使性能更高.新发动机在Vulcain发动机基础上重新设计了氧涡轮泵、燃烧室和喷管扩张段,而其他组件(氢泵、发生器阀、管路和供应系统等)仅作了适应性改进.本文介绍了发动机的试车情况、研制成果以及研制进展情况.     

扩压器冷却系统的研制

本文简要介绍了液体火箭发动机扩压器冷却的几种方案,详细论述了内部水冷却系统的特点及其优缺点.