单项点火试验在小型固体发动机点火设计中的应用

阐述了小型固体火箭发动机点火装置单项点火试验的目的、作用,结合具体发动机点火装置研制,设计了单项点火试验容器.根据单项点火试验结果,对点火药药量、初始点火容积、喷管设计状态、点火方式、环境条件等因素对点火器点火性能的影响进行了分析,并对初始点火设计参数进行了调整.研究结果表明,基于单项点火试验所做的设计改进,解决了发动机研制初期遇到的点火延迟、低温点火失效等问题.     

某型点火发动机设计与试验研究

文中详细介绍了用于某型号空空导弹固体火箭发动机的点火发动机的设计和试验情况。这是首次成功地应用于空空导弹发动机上的点火发动机，从而为后续空空导弹固体火箭发动机点火装置的设计提供了一条新的途径。     

固体火箭发动机点火失效分析及改进

采用故障树分析的方法,结合发动机设计和试验情况,针对固体火箭发动机尾部点火失效机理进行了分析,根据分析结果提出了解决方案．通过试验验证表明,改进后固体火箭发动机的点火性能有了进一步的提高．     

某导弹点火装置B-KNO3输出装药设计及试验

为了实现某导弹发动机的稳定点火,对点火装置B—KNO3输出装药的药型和药量进行了设计及试验,确定了点火药量为（2．5±0．1）g,药型为环状,并通过相关试验验证了B-KNO3输出装药的强度及输出性能,验证试验表明B-KN03输出装药满足发动机点火要求。     

水下固体发动机点火设计与试验

在水下双推力发动机研制中,设计了烟火剂型点火装置,采取双药盒点火模式。结合理论计算以及经验公式估算后,与类似的发动机进行比较计算,根据使用条件进行了修正,确定了点火药量。完成了在5～14MPa压强范围内标准试验发动机试验、点火一致性以及点火药盒试验,直接应用到全尺寸发动机地面试验。试验结果表明,发动机点火正常,能够保证药柱正常燃烧,发动机及时工作,工作压强与推力曲线完整、有效,点火一致性良好。目前采用的这种工程方法是可行、合理且有效的。     

火箭达因公司继续进行航天飞机发动机试验

航天飞机主发动机在罗克韦尔国际宇航公司火箭达因分公司设在洛杉矶附近的圣大索沙那试验台成功地进行了300秒的点火试验。在对航天飞机主发动机设计寿命进行一系列的验证试验中,2105号发动机今年初在试验台A-3上进行了点火试验。这台发动机的头部、管路、导管     

复式点火技术研究

针对垂直发射导弹武器系统可靠点火问题,提出了复式点火方案：分别利用一个常规瞬发电发火管和一个延期电发火管,通过独立的点火电路的传火通道实现发动机复式发火,点燃共用点火器,最终满足复式点火要求。技术难点在于点火器设计和制造技术、发火管小型化设计技术、延期发火管设计和制造技术。经过两年研制工作,发动机复式点火设计要求基本满足,但点火装置在设计工艺方面仍需不断完善、提高,其全面性能指标仍需进一步考核验证。     

固体发动机单项点火试验研究

通过单项点火试验研究点火瞬态点火药量对点火装置点火延迟时间的影响以及不同点火药量、不同堵片打开压强下点火燃气在燃烧室流动过程,结果表明:点火装置延迟时间随着点火药量的增加而减少,发动机点火延迟时间、燃烧室内燃气填充时间、压强变化规律与点火药量和堵片打开压强有关。     

热通量测量在B/KN03点火药装药结构设计中的应用

固体火箭发动机点火装置的设计优化通常依靠它与发动机进行匹配试验来确认。匹配试验周期长、费用高,如果辅以热通量的测量,可以减少匹配试验次数,降低试验成本,缩短设计周期。依据热通量测试原理,制作了箔式铂热通量计和固体火箭发动机电点火具热通量测试装置。对3种不同药型的B/KN03点火药装药进行瞬态和轴向热通量分布的测量和分析,在此基础上确定了某空空导弹点火发动机电点火具B/KN03点火药装药的药型,并且通过点火发动机匹配试验验证了装药结构设计的合理性。     

爆炸作用下发射药点火试验

为了研究爆炸作为发射药的点火能源时的点火性能,应用试验研究的方法,建立了爆炸点火试验系统,对不同点火装置和装药条件下爆炸点火的性能进行了试验研究．试验结果表明,采用雷管和导爆索作为发射药爆炸点火装置,不仅可以实现发射药的可靠点火,而且点火的及时性好、发射药燃速快、火药燃气压力高,是一种很有前途的点火方式．     

空空导弹发动机点火系统安全性设计

从组成空空导弹发动机点火系统的点火电路、安全保险装置、点火装置等各个环节,全面系统地介绍了安全性设计原则、内容以及采取的具体措施,为空空导弹发动机点火系统的安全性设计工作提供了参考,提出安全性设计要从系统角度进行全面规划和设计,以提高空空导弹在未来复杂战场环境条件下的安全性。     

关于无烟点火装置的研究

近年来,有关火箭发动机喷出气体无烟化的研究,使用各种方法取得了显著的进展。可是,就点燃这种无烟化推进剂的点火装置的研究,却还没有进行。因此,为谋求点火装置的无烟化,将金属镍添加到双基无烟推进剂中,以便在低气压下保持稳定燃烧这一性质。运用这种组成物进行了多次试验。点火时的压力—时间特性以及烟量测定的结果表明:这种组成不仅无烟,而且点火性能良好,最适合做无烟点火药。     

某自由满装填固体发动机低温点火失效的解决措施

以堵片打开压强为主要点火强度指标,开展了包括喷管堵片厚度、泻压孔大小、堵片粘接形式、点火药量等变参数模拟点火试验,确定了某自由满装填固体发动机点火设计与喷管堵片设计的匹配关系。研究结果表明,将喷管堵片打开压强稳定地控制在2.5～3.5MPa之间,可提高点火装置在低温条件下的点火可靠性。     

固体燃料双燃烧室冲压发动机研究

双燃烧室冲压发动机是超燃冲压发动机研究的一个重要方向,有很高的应用价值.文中对一种固体燃料双燃烧室冲压发动机进行了性能计算和试验研究,分析了亚燃流道和超燃流道的部件特性和特征参数对发动机总体性能的影响.计算结果表明,在所研究的范围内,超燃流道主要影响发动机性能,亚燃流道主要作用是点火和稳定燃烧.开展了发动机地面试验,亚燃/超燃点火和燃烧组织稳定,验证了固体燃料双燃烧室发动机方案的可行性.     

阿里安火箭发射失败原因查明

阿里安空间公司 2 0 0 2年 12月 2 9日举行新闻发布会称 ,首枚阿里安 5型 10 t运力火箭发射失败原因是制冷点火装置未能按计划启动。空间公司专家介绍说 ,按照设计 ,火箭上伏耳甘 2号发动机应该适时向地面控制系统发出信息 ,使后者能够同时发出制冷臂开启和制冷点火装置启动的指令 ,但地面控制系统未能如期接收到信息 ,致使所有发射步骤停止 ,火箭、两个搭载卫星及所有发射设备自动进入了安全状态。目前 ,相关技术人员正在对火箭制冷系统进行检修 ,并对地面控制系统未接收到信号的原因进行分析 ,以期查明制冷点火装置未正常点火的真正原因。…     

单室双推力发动机装药的瞬态结构完整性分析

针对单室双推力发动机装药在低温点火工况下结构完整性,为了求解损伤的热粘弹性有限元模型,采用增量有限元方法,获取了装药内部的应力应变场.研究表明,在固化降温时,人工脱粘层对装药头部与尾部起到应力释放的作用,避免了装药与绝热层界面的破坏;同时,装药内部Mises应力值较大的部位是过渡段翼尖处与圆柱段表面.在点火时刻,装药环向应变的值较大部位是圆柱段表面.最后,采用文中方法,可应用于指导发动机装药设计与安全评估.     

液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程研究

针对某型氢氧膨胀循环发动机直接换甲烷技术可行性进行研究。在氢氧膨胀循环发动机系统构成的基础上,通过启动仿真计算分析液氧/甲烷膨胀循环发动机上的启动特性,确定试验方案,进行点火试验。依据试车数据,进行比较分析,对仿真模型进行修正,为后续液氧/甲烷膨胀循环发动机的研究奠定理论基础。     

有色发烟器材用新型点火装置的设计

以军事训练用某型有色发烟器材的设计要求为目标,根据固相点火理论,设计了一种输入能量小、输出能量大、点火能力强,且输出点火时间相对较短的新型点火装置。经试验验证,该点火装置能够满足有色发烟器材迅速形成有效烟雾的要求。     

单室双推力发动机装药的瞬态结构完整性分析

针对单室双推力发动机装药在低温点火工况下结构完整性,为了求解损伤的热粘弹性有限元模型,采用增量有限元方法,获取了装药内部的应力应变场.研究表明,在固化降温时,人工脱粘层对装药头部与尾部起到应力释放的作用,避免了装药与绝热层界面的破坏;同时,装药内部Mises应力值较大的部位是过渡段翼尖处与圆柱段表面.在点火时刻,装药环向应变的值较大部位是圆柱段表面.最后,采用文中方法,可应用于指导发动机装药设计与安全评估.     

复合等离子对膏体推进剂点火应用研究

根据膏体推进剂火箭发动机点火的要求,提出了复合等离子点火的方案,针对等离子点火的特点,采用电晕和电弧双等离子复合工作模式,研制了一套等离子点火系统,并进行了相应的点火试验.结果表明,该方案点火系统引弧率高、功率大、可靠性好,复合等离子点火时间较常规的点火药点火时间长,不会出现火药点火中的初始压力峰值.可以满足膏体推进剂火箭发动机多次点火的要求,达到了设计的最初目的.