低温上面级试验装置发动机

轨道转移飞行器打算使用先进的膨胀动力循环的液氧/液氢泵压式发动机。为了减少费用和缩短发动机最终研制进度,国家航宇局正在为关键性部件的技术项目提供专款。火箭达因公司用公司提供的项目经费,设计和制造了一台整套部件鉴定样机。该试验装置包括所有的主要组件(喷注器、点火器,再生冷却燃烧室和喷管,以及液氧/液氢高压涡轮泵),这些组件按接近飞行状态装配。为了便于改进,一些管路和组件用螺栓法兰连接。业已制造出的整套部件鉴定样机,已安装在试验设备上。为了确定启动和关机程序以及稳态控制参数,对系统和各部件进行了模拟分析。点火器的试验业已结束,涡轮泵的试验正在进行中,以后打算进行一些发动机试验,为先进的轨道转移飞行器发动机确定技术。     

阿里安火箭氢氧发动机HM7的性能

本报告介绍欧洲阿里安运载火箭液氢/液氧HM7火箭发动机的主要性能。发动机的研制试验阶段差不多已经完成,预定在1978年底进行鉴定试验。在高空模拟状态研究试验期间,表明平均比冲已达到440.8秒,而原设计规定值为430秒。第一次真空试验点火延迟约0.5秒并产生了硬式启动。使喷注器氧化剂路的氦气吹除流量从34克/秒减少到8克/秒,同时增快液氧主活门的开启速度,这样就使点火延迟减少到0.13秒。于是,消除了硬式启动。已经证明发动机能够满足混合比精度±1％的技术要求。     

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.     

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。     

阿里安面临技术和管理的挑战

V18次飞行的火箭是阿里安2首次发射,它的结构与现在正在使用的改进型阿里安3的设计相同,但无阿里安3的两个固体捆绑助推器。第三级故障情况类似于1985年9月阿里安V15的故障。阿里安V15故障是由于主喷注活门的渗漏冷却了发动机,并妨碍正确的点火。     

大力神Ⅲ点火过压衰减

本文介绍了当过压从过压源向上扩展时计算和对比点火过压衰减的新方法。以前对大力神Ⅲ每次飞行和模型点火所确定的衰减关系曲线都不相同。检验过压数据的新方法基于三点。第一,对于相同发射架上的同类运载器,由于发动机或障碍物有差别可能使每次试验产生的过压数据大小有所不同,但衰减系数应该相同。第二,运载器、排气羽流和发射架产生的障碍必须考虑。第三,过压从过压源绕障碍物(特别是发射架)扩展到自由场需要有一个过渡距离使过压变成一种自由膨胀波。本文介绍的大力神Ⅲ飞行数据和7.5%模型数据证实了新的衰减模型。     

某型号固体火箭发动机点火器冲击试验分析

为了验证点火器对发动机装药的冲击情况,对2种结构、5种状态的点火器进行了35发模拟点火试验,验证了不同状态点火器的点火冲击情况.结果表明:传火药盒是点火器点火冲击的主要来源,传火药盒药量增大,冲击梯度也增大,此外,采用玻璃钢网壳结构可减小点火冲击.     

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。     

双脉冲内埋点火方案初步探索

针对双脉冲固体火箭发动机,设计了一种适合于第2脉冲点火的内埋点火方案。该方案采用环形点火器,药粒状的硼/硝酸钾作为点火用药,使用可烧蚀的高强度铝合金材料作为点火器壳体。点火器承压试验表明:在第1脉冲工作过后,环形点火器结构完整性,且点火过程无吹出物;此外,通过采用钝感电点火管和静电消除等方式保证了点火系统的安全性。     

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。     

气氧/酒精推进剂组合的点火特性

本报告介绍了为确定气氧/酒精推进剂组合的点火特性和推力室的脉冲工作性能而进行的研完工作的结果。确定了利用火炬点火器产生的火花点火时,可以点燃的混合比范围和冷流压力范围。在冷流压力、推进剂温度和混合比变化范围很大的情况下,进行了点火器试验。利用冷流压力和点火器直径的乘积把点火状态下和非点火状态下的混合比范围联系起来。利用推力为620磅并装有组合火炬点火器的推力室验证了发动机的可靠性和脉冲工作性能。燃烧室额定工作压力和混合比分别为150磅/英寸~2·绝压和1.8·在燃烧室压力和混合比变化范围很大的情况下进行了推力室试验。通过试验证明,推力室可以以非自燃的气氧/酒精为推进剂可靠地进行脉冲工作。     

涡轮泵在饱和液氢中的工作

引言液氧液氢发动机的饱和液氢涡轮泵的工作计划在马歇尔空间飞行中心进行,该计划用J-2发动机和S-IVB级部件验证“零贮箱NPSH”的适用性。这项计划的第一阶段是J-2氢泵试验,第二阶段为J-2发动机试验。本文提出了同零贮箱NPSH”的定义,说明了该工作模型需要的试验方式,并发表了验证其适用性的试验计划。     

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。     

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.     

液氢液氧火箭发动机用点火器的高空点火试验

日本宇宙开发事业团正在进行研制的液氢液氧火箭发动机的主点火器和燃气发生器用的点火器,在低压(约10乇)环境下共进行点火试验194次,累计时间1440秒。点火试验条件:点火燃料入口温度从130K到常温;点火器燃烧室压力为1～4公斤/厘米~2·绝;混合比为0.5～1.5。主点火器的燃烧室压力为1公斤/厘米~2·绝左右时,往往点火延迟、燃烧效率降低。流入的氢氧温度越低,越不容易点着火。液氧流入时间偏差±0.1秒(超前或滞后)对点火特性没有影响。已试验过的四种励磁式火花塞中,电极为纯镍材料,具有二次间隙电容放电式的火花塞,点火可靠性高。燃气发生器用点火器在燃烧室压力为1～7公斤/厘米~2·绝时点火性能良好,特征排气速度效率为90～95％。经过试验也测出了主点火器的点火界限和点火器燃烧室出口处的温度分布。     

法尔肯-1火箭第2次发射被推迟

法尔肯-1火箭在进行静态点火试验前的最后检测时，推力矢量控制系统中用于俯仰控制的作动器出现问题，因此第2次发射可能被推迟。由于该部件在本次静态点火试验中不会被用到，所以专家们决定继续对其进行点火试验，以获得发动机点火、发射台声振、整个系统状态的相关数据。试验后，火箭将被送回检测厂房，再对故障部件进行彻底检查。此次发射原计划于1月21日从太平洋的夸贾林环礁发射场发射升空，为美国国防预先研究计划局（DARPA）进行一次验证飞行。为按计划进行法尔肯-1火箭的第2次发射，SpaceX公司于1月16日完成了飞行准备就绪评审，并进行了发射前1min倒计时的水试。火箭与地面系统均处于适于飞行状态。     

火箭发动机燃烧室的点火系统

火箭发动机燃烧室点火系统含有一个装有第一燃料组分的第一燃料箱和一个装有第二燃料组分的第二燃料箱，两个燃料箱在火箭发动机内是分离的。各自的燃料组分供给管(3、4)位于点火器和相应的燃料箱之间。     

多晶硅与Al/CuO复合薄膜集成的含能点火器件的点火性能

为研究多晶硅桥型与尺寸对Al/Cu O含能点火器件点火性能的影响规律,用多晶硅和Al/Cu O复合薄膜集成制备了6种不同形状和尺寸的含能点火器件,采用尼亚D-最优感度试验法测试了四种尺寸、两种桥形共6种类型(S、M、Lr、Lv、Hr、Hv)点火器件的点火感度。探索了临界爆发电压,得到了点火时间随激励电压的变化规律。采用感度实验和点火实验对比研究了多晶硅点火器件和含能点火器件的点火性能。结果表明,含能点火器件的感度与点火时间随桥膜体积的增大而减小。V形桥膜有助于降低作用时间与作用所需能量。Lv型含能点火器件感度为8.19 V,标准偏差0.14,均低于Lv型多晶硅点火器件(8.70 V、0.53)。Lv型含能点火器件14 V时的点火时间(52.85μs)比多晶硅点火器件点火时间(109.12μs)短,且该差值随激励能量升高而降低。     

HM7B推力室起动瞬态的实验研究

本文介绍了一项实验研究计划,该计划研究了阿里安运载火箭第三级HM7B发动机推力室的瞬态流体流动特性。为了了解点火前流动进行的特性,对氧流动系统和氲流动系统分别进行了两组试验。对试验的结果进行了描述和讨论。通过试验获得了液氧集流腔瞬态充满和燃烧室液氢预冷的重要数据。这些试验表明,该推力室在所研究的参数范围内能可靠地运行。     

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。