某固体火箭发动机用电点火具装药结构设计

基于B／KNO3点火药的特性,采用三种不同药型的点火具装药进行对比试验和分析,并针对电点火具的性能指标要求,分别对传火药、过渡药、点火药环进行了计算和设计,确定了适用于某固体火箭发动机用电点火具装药的药型。     

多孔药型B-KNO_3点火药在点火发动机中的应用

针对中型固体火箭发动机中点火发动机的结构特点,提出了采用多孔药型B-KNO3点火药作为点火发动机主装药,以增加装药燃面、提高装填系数。通过在某型空地导弹发动机用点火发动机的应用,验证了多孔药型B-KNO3点火药点火性能满足要求,为中型点火发动机的装药设计提供一种新途径。     

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。     

钝感型瞬时/延期两用电点火具的研究

在分析某空空导弹固体火箭发动机用钝感型瞬时/延期两用电点火具技术指标的基础上,对瞬时/延期双通道电发火结构、硼/硝酸钾输出装药结构、钝感桥片、膜式静电泄放片和延期药进行设计;经大量的验证试验,确定了桥片和膜式静电泄放片的主要参数,选择了高精度延期药和空心圆柱形点火药.主要性能试验结果表明:该点火具满足了瞬时/延期两用,点燃发动机丁羟复合装药,1A1W5min不发火,25 000V脚-壳、桥-桥、脚-脚静电不发火,-45～60℃内高延期精度的指标要求.     

小型发射级固体火箭发动机点火性能试验研究

为研究小型发射级固体火箭发动机点火性能的影响因素,通过单项点火试验,测试了点火瞬态过程中有无高能点火药、点火药颗粒大小以及点火药在药盒中不同放置情况等状态下的点火压强曲线,并与发动机地面试车试验进行对比。结果表明:有无高能点火药和点火药在药盒中放置情况对点火性能有较大的影响;点火药颗粒大小对点火性能基本无影响。说明单项点火试验可为小型发射级固体火箭发动机点火性能的研究提供依据。     

点火过程对小型固体火箭发动机内弹道影响

为了研究某小型固体火箭发动机点火过程对内弹道性能的影响,建立包含点火过程的小型固体火箭发动机的内弹道数值研究模型和试验验证方案,对点火药量为1.0 g、0.8 g、0.6 g和0.4 g的发动机进行了内弹道数值研究,试验研究了点火药量为1.0 g和0.8 g两种情况,数值计算结果与试验结果基本一致。研究结果表明:小型固体火箭发动机由于燃烧室体积小,点火过程对内弹道影响明显;点火药量越大,点火药装填密度越大,引起压力峰值越大,稳定工作时间越短;经验估算得到的1.0 g点火药量产生了过高的压力,是稳定压力的三倍,0.8 g的点火药量能够满足点火可靠性和总体设计要求,产生最大压力为27.08 MPa,稳定工作时长159 ms,建议该小型火箭发动机的点火药量为0.8 g。     

点火具装药状态对其工作过程能量释放特性的影响规律

为了研究火箭发动机传统颗粒型点火具工作过程中点火药与包装纤维素材料的相互作用,及其药型结构对能量释放特性的影响规律,制备了系列点火药/纤维素复合样品,并采用同步热分析(DSC-TG)和傅里叶变换红外光谱(FTIR)联用仪,研究了纤维素外壳对点火药热反应性能的影响。在此基础上,利用模拟点火腔研究了装药结构、装药量及配方组成对能量释放过程及燃温分布的影响规律。主要通过高速相机和高速红外热像仪获得了不同点火具的火焰结构及火焰温度分布,并与采集的压力数据进行了关联。结果表明：纤维素壳体会降低黑火药和Mg/PTFE点火药的总凝聚相反应放热量,当纤维素含量为33.33%时,2种点火药的总放热量分别降低了66.36%和29.98%,然而B/KNO₃点火药的放热量却提高了2.39倍。气相分解产物和燃烧凝相产物分析表明纤维素并未改变黑火药和Mg/PTFE热反应路径。模拟点火过程研究表明,药型为大圆柱体形装药量10 g的黑火药点火具在点火燃烧过程中会发生预点火现象,点火药生成大量气体携带部分未着火颗粒先破壳再实现点火。纤维素壳体起到了一定的增压效应,为初始火焰的建立奠定了压强基础。装...     

使用缓燃推进剂的小型点火器点火技术研究

为可靠点燃某运载火箭芯级发动机的主装药(缓燃双基推进剂),并满足低温(-40℃)可靠点火和高温(50℃)点火压力峰值不高的设计要求,通过设计点火方式、选择点火药、设计点火药盒结构及试验,确定了点火药为高能药与双基药片,点火方式为逐级点火,点火药盒结构采用多个排气孔的设计方案。经验证表明,该方案满足技术要求。     

自由装填药柱点火冲击载荷数值仿真研究

采用数值仿真技术针对自由装填固体火箭发动机装药在点火燃气冲击作用下的药柱载荷特性进行了分析研究。研究结果表明,点火压强越大、点火具喷口直径越大、点火具出口端面与药柱端面距离越大,点火初期冲击载荷作用越剧烈。这一研究结果为装药结构完整性分析研究和该类发动机点火具设计提供依据。     

某分离用固体小火箭工作故障分析及设计改进

为解决某分离用固体小火箭在高温55℃环境试验中,出现壳体失强与较高点火压力峰的问题,分析了发生该工作故障的可能原因。通过对装药结构及挡药板结构进行改进设计,以期扩大燃气通道;通过对点火药盒结构进行改进设计,并调节点火药药量,以期降低点火压力峰值。验证试验表明,改进措施切实有效,点火压力峰值满足设计要求,提高了小火箭工作的可靠性与安全性。     

某型号发动机可燃点火器的设计

以某型号发动机为背景,设计了一种可燃点火器,由可燃发火管、可燃壳体、点火药、堵头等组成。经过模拟点火试验和发动机地面静止试验,证实该点火器能够满足发动机的技术指标要求。     

某型固体火箭发动机点火药盒的改进设计

分析了某型固体火箭发动机点火药盒在贮存期内产生气体、盒表面变鼓问题的原因,提出了选择不含镁粉的黑火药作为点火药剂,并重新设计药量及粒度混装方案;经过各项试验证明,新的点火药盒能够满足该型发动机点火要求。     

整体可燃式点火器点火故障分析及设计改进

以提高发火元件与点火器之间的换热效果为基础,将点火器由自由放置改为粘结固定,解决了某小型固体火箭发动机整体可燃式点火器研制过程中出现的低温点火失效问题;经模拟点火试验验证,将点火药集中于点火器中央,同时采用提高发火元件输出能量等措施,可解决另一类似发动机的低温点火失效问题.     

爆炸箔点火器研究

介绍了爆炸箔冲击片点火器的原理及基本特性。采用冲击片点火器与点火药盒一体化设计,制作了一种结构新颖的爆炸箔冲击片点火器。对其性能进行了试验研究,并与火箭发动机点火药进行了联试。结果表明,该点火器可耐3A直流电流、5min不发火,能抗静电、射频及电磁干扰,能安全、可靠地点燃火箭发动机点火药。     

固体轨控发动机用环形点火器优化设计

针对某型固体轨控发动机发生点火延迟时间超差的问题,分析了原因,对环形点火器采取了结构优化和点火药调整等改进措施,并进行了单项点火试验、地面试车以及飞行试验的考核。结果表明:改进措施有效,环形点火器能量输出更加稳定,点火延迟时间超差问题得以解决。     

超声波实时测量技术在固体火箭发动机中的应用

利用超声波对固体推进剂燃速进行实时测量是先进的燃速测量方法之一。针对超声波技术在固体火箭发动机试车中的应用,对典型固体火箭发动机材料进行测试研究,获得了发动机材料的超声波信号特征。将超声波探头直接安装在发动机壳体外侧部位,测量了固体推进剂在常压燃烧时的厚度变化。针对动态燃速测试,提出了超声波数据处理方法,对固体装药在常压燃烧下的回波进行处理,获得了装药的厚度变化过程和燃速,并分析了燃面附近温度分布对燃速测量的影响。结果表明：用超声波测量金属壳体固体发动机的燃速必须在壳体上开窗使超声波透过壳体和绝热层界面,而对复合材料壳体发动机可将超声波探头直接安装在壳体外侧;燃烧引起的装药表面温度变化对测量的影响可以忽略;该数据处理方法可以有效获得装药厚度变化。     

不同火焰环境下固体火箭发动机烤燃特性数值模拟

为了研究固体火箭发动机意外遇到火焰环境时的热安全性问题,以高氯酸铵/端羟基聚丁二烯（AP/HTPB）复合固体推进剂为装填对象,针对某种小型固体火箭发动机建立了二维烤燃简化模型。分别对800 K、1 000 K、 1 200 K火焰环境下固体火箭发动机的烤燃特性进行了数值模拟。计算结果表明,3种火焰环境下,AP/HTPB最初着火位置均发生在靠近喷管的药柱外壁一环形区域内;随着火焰温度的提高,着火延迟期快速缩短,着火温度逐渐增大;绝热层的绝热作用随着火焰温度的增大而增强;复合固体推进剂中AP首先发生缓慢分解时的温度随火焰温度的提高而增大。     

新型电发火件的设计和试验

新型电发火件是用于新型特种系列弹发射装药的电发火元件 ,工作于复杂的电磁场环境中.本文介绍了新型电发火件的结构设计,所用材料的选择及电发火件的电流感度、静电感度、引线强度、电磁兼容性等试验情况,得出新型电发火件满足性能指标及使用要求的结论.