一种新型的固体火箭发动机体外点火器

为了提高固体发动机工作可靠性，增加装药质量，同时实现二级点火和级间分离，应用体外点火器是一种成功的方法。本文给出了此种点火器的设计方法，其设计特点为：点火器装于喷喉之后，喷焰长度由经验公式预估，装药设计和内弹道计算一并完成，实践证明本文提供的方法能满足工程设计需要。     

甲烷点火燃烧的简化化学反应动力学模型

1引言超燃发动机的燃烧室是整个超燃发动机研究的关键所在,有效缩短碳氢燃料的点火延迟时间,提高点火性能,对于缩短发动机长度、减轻发动机重量、提高其性能具有极其重要的意义[1]。碳氢化合物的燃烧是一个很复杂的化学过程,以甲烷为例[2],描述其详细燃烧反应机理的GR I-Mech化     

某涡扇发动机加力点火故障分析与排除

空中飞行与地面试车时加力点火失败是某涡扇发动机在外场使用中经常发生的故障之一。本文针对其故障作了详细的分析，对加力燃烧室及催化点火器的工作原理与性能作了深入研究，经修理试验合格后的加力燃烧室装机，使其点火故障排除。     

连续式高焓超声速预混加热器设计与分析

为研究超声速燃烧和爆轰相关的机理问题,提出了一种结合燃烧型加热器和阵列喷管的超声速预混加热器设计思想。通过预热燃烧室来提供总温可变的高焓富氧气流,经过特征线型面喷管膨胀降温后,在喷管扩张段的适当位置以一定角度喷入燃料,经过混合段后形成所需的连续高焓总温和当量比可调的预混气流。通过对混合过程的数值模拟和预混气体的着火延迟时间分析了当前的预混高焓加热器的混合和自燃问题。在超声速气流中加入斜劈采用纹影技术进行激波点火实验,并验证了当前的预混加热器设计是成功。     

涡轮间燃烧器试验验证了UCC概念的可行性

美国空军研究实验室（AFRL）推进部的超紧凑燃烧室（UCC）研发团队不久前通过在试验件上游使用另一个燃烧系统来模拟真实发动机环境，以涡轮间燃烧器（ITB）的模式成功试验了由AFRL开发的UCC。此次试验中，采用了一个简单的涡流稳定燃烧系统来提供不同恶化值（即氧气值）的ITB进口空气，以模拟燃气涡轮发动机高压涡轮排出的反应过的高温混合物。基于AFRL设计的超紧凑燃烧室，对四种不同的ITB设计结构分别进行了试验。试验表明，其贫油熄火油气比极限只有目前系统的25％～50％。这些试验结果很有意义．     

数字变频控制点火装置分析

为了解决发动机在恶劣工作环境下点火困难和易熄灭的问题,采用数字电路控制放电频率、固态开关控制放电输出,研制了一种数字变频固态点火装置,该点火装置能够在10～30 V直流宽电压范围内稳定输出,放电频率启动时为6Hz、启动后自动变换为1 Hz,具有放电火花持续时间长和长时持续工作等优点。所研制的点火装置是国内首台已成功装机应用的具备变频连续点火能力的数字点火装置,自应用以来,故障率明显低于现有点火装置,能够满足地面启动、空中启动和高原等复杂气候环境下的高可靠点火工作。     

常温推进剂发生器低压点火动态特性分析

针对常温推进剂富氧燃气发生器低压点火室压存在低工况建压缓慢的问题,提出一种基于推进剂转化率修正系数的修正方法。该方法将抛物线函数和双曲正切函数结合,形成新的修正系数函数,以燃气发生器混合比下降至临界混合比时刻作为修正系数函数切换点。经不同点火时序低压点火试验验证,仿真模型计算获得的燃气发生器室压与试验值最大动态误差为4.6%。采用混合比36为临界混合比,可以在较宽的范围内准确捕捉到推进剂开始正常燃烧的时间点。富氧燃气发生器中若提前进入过多氧化剂会导致大量积存,将与其后进入而不断累积的燃料瞬间发生剧烈化学反应导致室压出现超调峰值,在时序设计中应在保证富氧点火的前提下尽可能缩短燃料与氧化剂进入的时差。     

硝酸羟胺推进技术发展现状与趋势

传统航天器大部分单组元系统均采用肼或其衍生物作为推进剂,但肼类推进剂不仅强致癌,且易燃易爆。与肼相比,硝酸羟胺(HAN)基单组元推进剂具有毒性低、比冲高及环境友好等优势。因此,HAN基单组元推进剂是一种绿色推进剂,将其用于航天器推进系统中是十分必要和迫切的。本文对HAN推进技术的发展现状进行了调研,并对绿色HAN推进技术未来发展和应用趋势进行了分析与研判。     

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。     

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。