低温富燃火炬点火器研究

火炬式电点火器在国外氢氧发动机上得到了广泛应用，介绍了对低温富燃火炬点火技术的初步研究情况，初步设计的火炬点火器试验件实现可靠的低温点火，并具有较广的工况和混合比较化范围。     

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。     

25吨级膨胀循环发动机技术方案研究

通过推算国外20吨级氢氧膨胀循环发动机系统参数,获得发动机系统的关键特征,介绍25吨级膨胀循环发动机系统方案设置,通过参数平衡优化及最低夹套温升条件限制,提出25吨级膨胀循环发动机主要性能参数,并简要介绍了推力室、氢涡轮泵两大核心组件技术方案及其它需开展的关键技术。     

完全氢膨胀循环吸气式组合发动机（ABEXP）的研究

完全氢膨胀循环吸气式组合发动机性能优越、结构简单，循环布局合理。本文总结了完全氢膨胀循环的4种基本形式，提出了一种新的氢膨胀循环方案，可望从循环组织上根本解决其两个技术关键。通过对航空发动机通用程序的扩展，满足了计算完全氢膨胀循环方案总体性能的需要，并得到了许多十分有意义的结论：不仅发动机推力符合设计要求，而且比冲相当高；增加空气预冷器后比冲还有大幅度提高，这是一种最佳组合。同时分析了多种参数对性能的影响，对发动机选定设计参数有很大帮助。指出了调节规律中一些与普通航空发动机完全不同的现象，对研究吸气式组合发动机的调节很有帮助。     

液氧/甲烷膨胀循环发动机研究

通过研究国外液氧/甲烷发动机技术的发展和现状,在中国首台氢氧膨胀循环发动机技术基础上,进行换甲烷推进剂的演示试验,结合试验结果及低温发动机研制基础,提出8吨级甲烷膨胀循环发动机的系统方案及关键技术。     

变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机系统方案研究

在某型氢氧膨胀循环发动机的基础上进行适应性改进,使其尽可能不改变原有部件的同时满足变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的要求。根据液氧/甲烷推进剂和变推力工作条件的特殊要求,对发动机所要解决的各项问题进行了梳理,对喷注器的结构方案,推力室的再生冷却结构,变推力的调节方式等问题进行了研究。在此基础上确立了变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的系统方案,分析了各组件的工作状态。     

膏体推进剂火箭多次点火系统设计与仿真

针对膏体推进剂火箭发动机多次点火时间间隔的受限问题,提出了等离子点火方案;根据离子多次点火的工作流程,设计了多次点火系统,并对各个部分组成进行了介绍;在分析了等离子弧的电特性的基础上,详细介绍了控制部分模糊控制原理的设计,实现了整个点火过程的状态识别、控制和检测;同时,进行了MATLAB和半物理实验仿真。结果表明：系统能够满足膏体推进剂火箭发动机多次点火需求,控制性能良好,达到了设计任务。     

基于预爆轰点火方式的连续旋转爆轰发动机起爆过程分析

为深入了解预爆轰式连续旋转爆轰发动机点火起爆机理,基于连续旋转爆轰发动机试验平台进行了一系列预爆轰管点火试验和连续旋转爆轰发动机点火起爆试验研究,基于OpenFOAM开展了预爆轰管内初始爆轰波进入发动机环形燃烧室传播过程的数值模拟研究.结果表明:试验研究中,初始爆轰波进入环形燃烧室后波峰压力值迅速降低,爆轰波膨胀解耦并...     

强电磁环境下火箭发动机直列式安全点火系统

针对目前国内火箭发动机常用点火系统对于闪电及高空强电磁脉冲防御能力不足的问题,提出了强电磁环境下火箭发动机直列式安全点火系统。该系统采用电子安全系统和冲击片点火管相结合的方式,对两大部件严格按照相关标准、准则进行设计,并根据其所处的强电磁环境进行了抗电磁干扰设计。直列式安全点火系统在火箭发动机上的应用验证试验和电磁兼容性试验结果表明,该点火系统在强电磁环境下既能有效防止误发火,又能在收到点火指令后使发动机可靠点火,具有一定的工程应用价值。     

膨胀循环发动机对于先进空间任务的适用性

本文讨论了先进空间任务对推进系统的主要要求,并指出膨胀循环发动机可满足这些要求。对拟议中的或正在进行方案论证中的先进空间任务的研究表明,其对推进系统的要求是多方面的。对轨道转移任务主要要求性能高;对月球和火星着陆则要求推进调节范围要宽;对上升或返回任务要求混合比大(大于化学当量混合比)或要求其它推进剂。由于空间任务的性质所决定,推进系统必须高度可靠且维修量要最少,膨胀循环发动机具备能满足这些要求的特性。例如,RL10发动机已被证明可用其它推进剂工作,有广泛的推力调节能力,混合比高,性能和可靠性高。膨胀循环由于系统简单,其维修工作量少。本文主要讨论了RL10发动机适合不同工作模式的改进试验,也讨论了应用膨胀循环的一些性能参数。     

用于上面级的小型低温推进装置

对未来 H-1运载火箭第三级采用低温推进系统进行了可行性研究。虽然LO_2/LH_2的第三级质量比率比现在的固体推进剂第三级小,但比推力提高50%的结果能使非常有意义的有效载荷提高。推荐的两个新推进系统的基本结构方案是:一个挤压式供给系统和二个泵式供给系统。第一个挤压式系统能在441s 比推力时提供700kg 的推力,且具有再起动能力。第二个泵式输送系统根据膨胀循环原理工作。小型涡轮泵有90000r/min 的轴转速,供给在比推力为471s 时能产生1t 推力的推力室所用推进剂。提出的第三个系统仍然是一个泵式供给系统方案,它采用独特的膨胀排放循环,且在比推力为470s 和涡轮泵转速为80000r/min 时能产生1t 的推力。发动机试验结果预示了各个推进系统方案性能的可行性。     

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.     

H-Ⅱ运载火箭第二级推进系统的研制

日本宇宙开发事业团已开始研制 H-Ⅱ运载火箭。H-Ⅱ的第二级推进系统将通过改进 H-I 的第二级而研制成功。现正在考虑该级采用 LE-5发动机改进型。这种改进型将采用喷管膨胀排放循环工作方式,推力达12吨,有用推进剂重量可增加到14吨。热动力分析表明了非排放滑行的可行性。这对于地球同步轨道卫星发射任务特别有利。发动机的研制试验厚壁贮箱点火试验和飞行型贮箱点火试验将陆续进行,但其试验规模都要比 H-I 中 LE-5的小。     

固体火箭发动机点火装置安装位置对点火性能的影响研究

为实现某小型固体火箭发动机的可靠点火启动,设计了尾部和头部两种点火方案,进行了发动机的地面点火试验,分析了点火装置安装位置对点火性能的影响.试验结果表明,点火装置安装在喷管堵盖上的尾部点火方案不利于发动机的点火启动;相比于尾部点火方案,点火装置安装在发动机前封头上的头部点火方案所需点火药量减少50%,且各项技术指标满足设计要求,点火性能明显提高.     

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。     

膨胀循环发动机空间二次启动问题研究

膨胀循环发动机采用箱压自身启动,启动的初始能源来自箱压和以推力室为主的结构换热。发动机完成一次工作后,先后要经历一次关机、滑行、预冷、二次点火/启动等一系列复杂过程,导致发动机空间二次启动与地面启动、一次启动存在着显著差异,在地面完全真实地模拟这一过程十分困难。采用地面模拟试验、真空模拟试验和数值仿真相结合的方法,对膨胀循环发动机空间二次启动所涉及的若干技术问题进行研究。     

高压多级氢泵的优化与试验

高压小通径多级氢泵是新一代大型运载火箭上面级液氧/液氢膨胀循环发动机氢涡轮泵的重要组成部分,其功能是将来自储箱的低压液氢增压到系统要求的压力.膨胀循环发动机中氢泵性能的高低对发动机性能影响很大,氢泵必须既有很高的出口压力又兼有较高的效率,否则发动机将无法正常工作.对氢泵流道行了数值仿真计算,提出了优化方案,并进行了多次水力试验验证.试验结果表明,计算与优化的结果是正确的,氢泵的性能指标达到了设计要求.     

直列式点火系统及其许用装药

介绍了直列式点火系统用药剂与起爆器的安全性要求，评述了许用火炬经硼／硝酸钾的美国军用规范ＭＩＬ－Ｐ－４６９９４中的各项规定及其发展概况。     

直喷式CNG发动机燃烧过程的控制技术

在点燃式单缸直喷式天然气发动机上 ,通过喷射及点火方式的适当调整 ,实现对燃烧过程控制的目的 .用高速摄影方法观测分析了不同的喷射方式及点火方式对火焰传播过程的影响 ;制取示功图分析研究了对放热规律的影响 .研究结果表明 ,在较稀薄的混合气下 ,喷射方式及点火方式可以有效地控制放热规律 ,由此可控制天然气发动机排放特性 ,有效地改善循环变动量     

膨胀循环发动机全局快速非奇异终端滑模控制

以某型氢氧膨胀循环发动机为研究对象,基于AMESim建立部件级模型,采取调节氢、氧涡轮旁通阀开度来调节发动机推力、混合比的控制方案实现变推力调节。针对膨胀循环发动机非线性、时变性、不确定性的特点,使用系统辨识手段建立设计点的双输入双输出二阶状态空间模型。利用辨识得到的模型设计全局快速非奇异终端滑模控制器,以部件级发动机模型为控制对象进行AMESim/Simulink联合仿真。仿真结果表明:所设计的控制器动态特性良好,响应迅速,无静差。