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...     

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．     

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。     

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。     

某发动机模拟装置在半实物仿真中的应用

以发动机控制器、发动机模拟器、伺服系统为核心部组件设计完成固体火箭冲压发动机控制系统的半实物仿真试验装置,将其以硬件实物形式接入导弹控制系统半实物仿真试验中,模拟了固体火箭冲压发动机点火前后的工作流程,完成了发动机燃气发生器压强、发动机剩余质量以及推力等模型解算,实现了固体火箭冲压发动机在半实物仿真试验中推力闭环可调。多次半实物仿真试验表明,搭建的硬件平台隔离性好、性能稳定、结构紧凑,满足固体火箭冲压发动机控制系统设计的要求。     

一种用于脉冲发动机的级间隔离装置设计

设计一种用于脉冲固体火箭发动机的级间隔离装置。介绍了级间隔离装置的设计要求与设计方案,然后进行了详细设计和仿真分析,对加工出的产品进行的承压试验、打开试验以及点火试验结果表明,本文设计的级间隔离装置能够满足脉冲发动机的使用要求。     

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。     

点火状态对固体火箭燃气流动影响的实验研究

结合固体火箭燃气射流的特点,开发了基于皮托管技术的多点压力参数实验测量装置,运用实验的方法,对燃气射流流场进行了研究.针对不同的发动机点火状态,在射流轴线的不同距离上对一系列测点位置的总压参数进行了测量.研究证明该试验测试装置对燃气射流流场的测试是适宜的,实验数据分析表明高低温点火状态对固体火箭燃气流场具有一定的影响作用,所得结论对固体火箭武器研究具有指导意义.     

不同结构尺寸丁羟发动机慢速烤燃特性

慢速烤燃试验是固体火箭发动机低易损性评估试验考核的重点之一.为研究丁羟复合固体推进剂发动机尺寸对慢速烤燃特性的影响规律,采用慢速烤燃试验结合数值模拟,对比分析了Ф100 mm×200 mm、Ф160 mm×400 mm中小型试验件和Ф522 mm×887 mm大尺寸固体火箭发动机慢速烤燃点火增长规律,确定了点火温度、点...     

超期贮存固体火箭发动机药柱力学性能试验研究

固体火箭发动机药柱在生产、贮存、运输和使用过程中，将承受各种复杂的载荷。为保证固体火箭发动机点火和飞行的安全可靠性，要求药柱必须具有良好的力学性能：文市解剖了三台某型超期贮存战术导弹助推器的固体火箭发动机，对其药柱进行力学性能试验，根据试验数据对药柱进行结构完整性分析，判断药柱在受力过程中是否会产生破坏或不能允许的变形量，为正确评估该型发动机服役寿命提供参考。     

限燃涂层对点火瞬间状态控制的研究

点火瞬间状态的控制是高性能固体火箭系统设计中遇到的一个关键问题，通常在研究试验过程中，对发动机初样设计要进行改进设计以去除不理想的点火状态，为解决这些问题，研究了一种实用的控制方法，即限燃涂层法。描述了限燃涂层对点火瞬间状态的控制效果，最终提出了限燃方式设计的通用方法。     

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。     

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.     

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。     

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.     

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。     

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。     

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。     

星形装药发动机点火过程数值分析

星形是固体火箭发动机常用的装药形式,而其点火瞬时过程对发动机能否正常工作起着极为重要的作用.文中以Fluent软件为计算平台,采用UDF编译来实现点火燃气和推进剂燃气的质量、动量、能量向燃烧室的注入,结合kε两方程湍流模型、Pl辐射模型对某有堵盖的星形装药固体火箭发动机的点火瞬态过程进行三维数值计算.计算结果预示了各时刻下星形装药发动机燃烧室内的流场状态变化、火焰在星角内和轴向的传播规律.