直列式安全点火系统及其在固体火箭发动机中的应用前景

介绍了直列式安全点火系统的特点、国内外研制及应用概况，预测了它在未来固体火箭发动机中的应用前景。     

直列式安全起爆系统电磁兼容性改善及安全性分析

鉴于直列式安全起爆系统在外界恶劣电磁环境下以及弹上电气工作时产生的涌浪电压、静电及电磁辐射等干扰因素,采用隔离设计、屏蔽电子线路、瞬态电压抑制器等方法减少电磁辐射、电磁干扰,改善了直列式安全起爆系统的电磁兼容性;并根据国军标电磁安全性评估方法,对直列式安全起爆系统在包装、裸露、工作状态下进行了电磁安全性测试分析。试验结果表明,通过电磁兼容改善后的直列式安全起爆系统在电磁辐射(EMR)、电磁干扰(EMI)、静电放电(ESD)环境危害中具有高安全性,完全满足大型战斗部对起爆技术的要求。     

直列式安全起爆系统电磁环境试验研究与分析

本文介绍了直列式安全起爆系统依据国军标、美军标所进行的电磁环境性能试验的试验方案和试验结果的研究与分析，证明了该系统在电磁环境中具有较高的安全可靠性。     

直列式点火系统

所谓直列式点火系统（In—LineIgninonSystem）就是火工品与推进剂对准，烟火序列的发火通道上不存在隔断物的点火系统，或称非隔断式烟火序列（noninterrup-tedpyrotechnictrain）。与直列式爆炸序列的发展类似，直列式烟火序列是近年火工品技术和全电子安全技术迅速发展的产物。1992年1月22日美军颁布的军标MIL—STD—1901“火箭弹和导弹发动机点火系统设计安全准则”，规定了弹药推进系统解除保险和发火使用的点火系统的设计安全准则，并首次提出了非隔断式烟火序列的概念，规定了使用这种烟火序列的安全性基本要求。对用于非隔断式…     

基于LabVIEW的固体火箭发动机点火控制装置设计

对固体火箭发动机的点火过程进行了分析,针对发动机的点火需求设计了一套固体火箭发动机点火控制装置,该装置以PLC为控制核心执行点火动作,以工控机为操作平台完成参数设置,其软件平台采用NI公司的Lab VIEW图形化编程语言,程序界面简洁直观、操作简单、安全可靠,较好地满足了多个型号固体火箭发动机试验的点火试验要求。     

直列式爆炸箔点火及相关技术研究进展

从直列式点火系统构成、许用点火药硼-硝酸钾（Boron-Potassium Nitrate,BPN）的燃烧机理和新制备工艺以及国内外直列式爆炸箔点火相关标准三个方面,综述了直列式爆炸箔点火及相关技术的发展现状及应用。直列式点火系统有多功能多任务需求,因此作为控制模块的电子安全与解除安保装置呈现出编程寻址、多点协同的发展趋势,系统中各元件通过小型化和低能化减少系统装置所占空间。BPN通过新制备工艺进行组分粒度微纳米化,生成核壳结构,优化BPN燃烧性能、吸湿性和安定性等。总结并对比了国内外直列式爆炸箔点火相关标准。分析了直列式爆炸箔点火尚需研究的问题：冲击片直接点火BPN机理和BPN组分粒度对冲击点火感度的影响;BPN隔板点火的影响因素和规律;多种隔板点火结构的性能比较;BPN新制备方法及其对性能的优化。     

冲击片点火管

叙述了冲击片点火管的设计原则,优化了结构及设计参数,并进行了性能试验.试验结果表明:圆柱形冲击片点火管有较小的电感和电阻,发火阈值能量较低,是一种安全点火管,适用于直列式点火.     

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.     

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.     

火箭橇多路时序点火控制系统设计

为了解决火箭橇试验中橇体长时间巡航运动的问题,采取了火箭发动机橇载多路时序点火控制的方法,分别从控制方法、系统的远程控制、远程检测、自动断电、硬件电路设计、软件程序设计、系统封装、系统的可靠性验证、系统安装等方面进行论述。该橇载点火控制系统可根据试验时序要求,控制不同的火箭发动机按要求的时序工作,使火箭橇运行速度达到设计的弹道要求。     

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。     

膏体推进剂火箭发动机点火特性

为研究膏体推进剂火箭发动机点火工作特性,推导了膏体推进剂燃面变化模型和各阶段燃面方程,编制了发动机点火特性参数计算程序,计算了不同输运管道孔径以及膏体推进剂初始堆积量下瞬态燃烧室压力。设计了膏体推进剂火箭发动机热试车试验系统,成功进行了点火试验,分析了膏体推进剂火箭发动机点火工作过程中四个阶段的特性。结果表明:燃烧室平均压强的计算结果与试验数据吻合较好,计算误差小于5.7%,该计算程序适用于膏体推进剂火箭发动机点火特性参数计算;膏体推进剂初始堆积量增加一倍,初始压力峰值平均增加42.8%;输运管道孔径减小60%,初始燃烧时间平均减小66.5%,余药燃烧时间平均下降26.1%。发动机点火试验时,减小膏体推进剂初始堆积量,可降低燃烧室初始压力峰、增大稳定燃烧时间,另外减小输运管道孔径,可明显增大发动机稳定燃烧时间。     

动能拦截器一子级发动机点火试车成功

2008年11月14,ATK公司在犹他州厂房成功进行了动能拦截器（KEI）一子级固体火箭发动机的静态点火试车。KEI一子级火箭发动机计划进行5次静态点火试车,此次试车是其中的第4次。KEI具有极高的机动性能,可在各种天气条件下进行发射,此次试验模拟了发动机在低温发射环境下的性能,验证了推力矢量控制（TVC）系统的性能。TVC用于控制发射后的导弹以及发动机的推力和弹道输出信号。     

空空导弹用火箭发动机的设计验证计划

完成了使用碳纤维增强环氧树脂壳体和少烟、含硝铵复合推进剂的空空导弹火箭发动机的设计验证计划。介绍了包括材料选择和固定金属部件的方法在内的发动机壳体结构设计。完成了包括环境和操纵破坏试验在内的发动机壳体结构试验。对于整个发动机，进行了隔热、粘接、推进剂性能、药柱设计和发动机壳体性能的设计验证。试验了六种不同飞行质量的发动机，项目包括极限温度下点火、环境载荷、在具有发射弯曲力矩、老化和后力脉动的情况下点火。还使用两种发动机进行钝感弹药试验，即快速自燃和撞击试验。     

NASA成功试验阿瑞斯1第1级发动机点火器

3月10日,NASA在阿连特技术系统（ATK）公司犹他州成功进行了阿瑞斯1火箭第1级发动机点火器的首次点火试验。初步试验数据表明,发动机性能参数与设计指标一致。在阿瑞斯1发射过程中,点火器首先接到点火指令,随即启动点火时序,点燃位于第5段固体火箭助推器中的鳍状装药,助推器产生15582．5kN的推力,将火箭推离地面。此次试验为即将在今年晚些时候进行的火箭第1级早期地面试验奠定了基础。     

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。     

阿里安运载火箭第二级发动机的高空模拟试验

在研制运载火箭某一子级的推进系统时,必须首先研究的一项主要课题是发动机在该级火箭分离高度条件下的工作(例如,点火、性能等)情况如何。因此,研制试验工作必须在模拟推进系统所处的工作高度的环境条件下进行。就阿里安第二级而言,其发动机己经在西德哈德森宇航试验研究院的高空模拟试验设备上进行了这种试验。     

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．     

基于FTA的某发动机点火延迟分析

介绍了基于故障树分析法(FTA)进行的某固体火箭发动机低温下点火延迟故障的分析过程。通过对发动机故障试验曲线的分析,得出了点火发动机点火延迟造成主发动机点火延迟的结果,列出了点火发动机点火延迟的故障树,并通过分析及试验对故障树所列因素进行了排查,找到了有可能引起该故障的原因,提出改进措施,改进后的点火发动机能满足使用要求。     

简讯

ATK发射系统公司研制的固体火箭发动机点火试验成功2006年11月16日,NASA在犹他州试验场成功进行了可重复使用固体火箭发动机的点火试验。这次耗时2 min的试验为航天飞机的夜间发射以及准备再次把宇航员送上月球的战神-1火箭的研发提供了重要信息。全尺寸全时段的飞行支撑发动机的静态点火试验在航天飞机固体火箭发动机的制造商——ATK发射系统公司进行。飞行支撑发动机(或FSM-13)燃烧了近123 s,在航天飞机的实际发射过程中,每个可重复使用固体火箭发动机都将燃烧这么长的时间。NASA马歇尔太空中心的可重复使用固体火箭发动机项目办公室负责管理这些试验,以验证火箭发动机所有已提议的设计改变,并负责检测新型材料的性能是否与目前使用的材料一样好。这次发动机点火试验还将为航天飞机项目提供数据,数据将显示夜间发射会对图像清晰度造成怎样的影响。该数据还将帮助确定适合未来航天飞机夜间发射的照相机设置及技巧,以及能够在白天发射中加强图像获取能力的照相机设置及技巧。本次航天飞机固体火箭发动机的点火试验还将支持NASA的探月目标,为战神-1的首级可重复使用固体火箭发动机的研发提供数据。负责战神运载火箭项目的工程师们将分析由发动机...