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。     

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。     

小功率N2推进剂电弧推力器工作过程和性能实验

电弧推力器（arcjet)因其高推力／功率比，高推力密度等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点，文章描述了arcjet的内部工作机理，介绍其实验和工作参数测量方案，针对小卫星使用N2作为推进剂，对4种不同结构尺寸的小功率arcjet进行了不同工况下的性能实验，给出步的发动机工作性能参数及实验结果分析，实验结果表明优化推力器工作参数并合理设计其结构尺寸可提高推力器性能。所得结论对小功率N2arcjet推力器的优化设计具有的参考价值。     

美研究在航天飞机上使用液体助推器

在固体助推器发生故障导致挑战者号失事之后,美国航宇局及其承包商对20年前就提出过的使用液体助推器的设想进行了重新评价。他们发现,使用液体助推器可大大提高航天飞机的安全性,并使其低地轨道和空间站轨道有效载荷能力分别提高36％和50％。另外,有人还提议让航天飞机、先进发射系统和不载人派生型航天飞机Shuttle-C使用一种通用的液体助推器。     

液氧/甲烷高压补燃火箭燃烧室研究

采用一台小型推力室对液氧/甲烷推进剂的高压补燃火箭燃烧室进行了实验评估,富燃预燃室和主燃室均单独进行了试验.预燃室/主燃室装置的试验条件是:主燃室压力7—9.6MPa,混合比3.1—3.7.预燃的燃气温度760—1070K,推力范围4.6—6.4kN.试验评估了在使用不同类型的主喷注器和预燃室喷注器时,预燃室和主燃室的燃烧性能、主燃室内的热通量分布以及室壁和喷嘴表面的积碳特性.此外,还推导了表征主燃室燃烧效率的经验公式.实验装置的任何部位均未出现严重的积碳,也未检测到由于室壁的积碳而引起热通量的明显减小.     

加速度对固体发动机内弹道性能影响的实验研究

本文叙述了丁羟推进剂试片发动机在加速度场中工作时,内弹道性能的变化.着重研究了加速度、方位角大小对燃烧室压强和燃速的影响,并对点火延迟时间和残渣沉积做了研究.研究结果与国内外资料不完全相同.     

液体火箭发动机起动过程减损控制研究

为了控制液体火箭发动机起动过程中故障的发展,以便提高发动机的可靠性与安全性,在其关键部件损伤与系统性能之间折衷考虑,实施减损控制。提出一种以减小部件损伤为目的的发动机开环控制结构,并对其所涉及的相关模型作了简短的分析;通过综合分析减损控制律,可对控制输入序列进行优化选择。仿真研究了某火箭发动机起动过程实施减损控制后的两个实例,结果表明通过减损控制,可以实现在系统性能不明显损失的情况下,较大幅度地减小关键部件损伤。     

塞式喷管单元发动机实验与数值模拟研究

简要介绍固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统，给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用，癖结了实验研究结果，并同数值模拟计算结果进行了比较，主要结果包括燃烧室压力，底部气锥流量，内膨胀比，侧喷管倾角，底部压缩角等对塞式喷管性能的影响，并得出了塞式喷管单元发动机推力方向与其轴线方向夹角的高度特性。     

分级燃烧循环发动机启动过程的变结构控制

针对分级燃烧循环液体火箭发动机启动过程的特点，提出了一种变结构控制系统。将启动过程的控制量分解为期望控制输入和随机反馈控制输入，后者由变结构控制来确定。选择发动机涡轮泵转速，预燃室和燃烧室压力作为跟踪状态变量构造线性切换函数，采用分段的等速趋近率实现滑动模态控制。这种变结构控制结构简单且具有较强的鲁棒性，使发动机启动过程的稳定性增强，仿真研究验证了变结构控制系统的有效性。     

基于超声速汽液两相流液化装置的排气液化循环方案

构造了基于超声速汽液两相流液化装置的涡轮排气液化循环发动机系统方案,对性能进行了分析、计算。结果表明：该方案可将燃烧室压力提高至35 MPa,氢主涡轮泵出口压力降低40.4%,燃气发生器室压降低38%,发动机比冲提高50.9 m/s,同时水液膜可发挥较好的热防护作用,系统冷却安全、可靠。     

火箭发动机胶接质量检测的兰姆波能量分布研究

用兰姆波可对固体火箭发动机进行胶接质量的检测,但需要对其模式进行选择。通过研究兰姆波在固体发动机钢壳体内纵波与横波成分的能量分布情况,从理论上分析和预测了不同模式对检测特定界面缺陷的能力和灵敏度,并通过S0和S1两种检测模式的试验研究,验证了理论分析的正确性。结果表明,可根据兰姆波的能量分布变化特性和实际检测要求,选择最合适的模式进行检测,从而达到提高界面缺陷检测灵敏度的目的。     

补燃循环发动机推进剂利用系统研究

采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。     

固体发动机推进剂燃速预估研究

介绍了用随机小尺寸试验发动机平均燃速预估全尺寸发动机燃速的方法，讨论了全尺寸发动机燃速预估精度及其影响因素，并通过实例指出提高全尺寸发动机燃速预估精度的主要途径。     

燃气参数及材料缺陷对绝热层烧蚀率影响的试验研究

提出了固体火箭发动机绝热层烧蚀性能的试验评估方法，建立了在不同燃气参数和绝热层材料有缺陷条件下的烧蚀模型及烧蚀率经验公式，并对绝热层烧蚀率影响程度进行了分析，为绝热层设计提供了依据。     

羽流UV-VIS辐射在液体火箭发动机故障诊断中的应用技术研究

为发展基于羽流UV－VIS辐射光谱的液体火箭发动机故障诊断技术,以光谱采集系统为测量手段对三组元模型发动机排气羽流及用以模拟煤油－氧发动机燃烧的气氧－煤油火焰的近紫外与可见光谱辐射进行了实验研究,利用辐射传递模型对实验结果进行了理论计算,利用演化算法对实验结果进行了反算。研究结果表明该项技术具有很强的可行性和实际工程意义。     

煤油温度对于爆震波形成影响的实验研究

在内径为30mm的脉冲爆震发动机模型上，以煤油为燃料，以空气为氧化剂，成功地进行了两相爆震实验，获得了充分发展的脉冲爆震波。测试了在化学恰当比，不同爆震频率及燃油温度下的爆震波压力，并对其变化进行了分析。通过分析实验结果发现，在化学恰当比下，爆震频率不变时，煤油温度的升高明显促进了爆震的形成，在内径小于混合物胞格尺寸的爆震管内，可以形成充分发展的两相脉冲爆震波。     

主喷管倾角影响塞式喷管性能的实验研究

为分析主喷管角度对塞式喷管性能的影响,对两种塞式喷管实验发动机进行了热试和冷流试验。试验结果表明,主喷管倾角对发动机喷管效率、底部压强与燃烧室压强之比的影响明显,且存在一个性能最优的最佳倾角。热试和冷流实验发动机主喷管倾角为20°时,喷管效率最高。     

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。