高能推进剂发动机点火器的设计

介绍了一种装有高能推进剂的发动机点火器的设计和试验，高能推进剂选用HTPB、HMX混合药剂。     

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。     

国外氢氧火箭发动机的火药点火器和电点火器

本文着重介绍了阿里安的第Ｖ１８次飞行事故之后ＨＭ７Ｂ的点火器的改进情况，同时还介绍ＨＭ６０的点火器的研制情况，并简单地介绍日本和美国的一些氢氧火箭发动机的点火器及其点火极限。     

气氧/气甲烷针栓喷注器孔型设计仿真研究

为解决针栓喷注器易烧毁的问题,就圆形喷孔孔径比对气氧/气甲烷针栓喷注器头部传热环境和燃烧特性的影响进行了数值仿真研究.结果表明:在给定几何条件下,双排圆形喷孔的针栓喷注器头部最高温度随孔径比增大而减小,而燃烧效率变化微小且均在96％以上.在燃烧室内存在两个大回流区的传统认识之上,研究发现孔径比不小于1时针栓喷注器头部下方还存在一小回流区,该区域轴向推进剂的质量分数较大,对隔绝高温燃气回流避免喷注器烧毁具有重要作用.     

液氧/甲烷/氢三组元推进剂助推发动机设计方案

本丈讨论的是液氧/甲烷/氢三组元助推发动机的设计方案。发动机中采用液氢,可以消除或大大减少由设计高压、重复使用的烃助推发动机而带来的风险。     

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。     

大型泵压式液体火箭发动机故障综合分析

基于发动机故障模拟研究，结合实际试车数据统计分析，归纳出了泵压式液体火箭发动机的主要故障模式；从故障检测与诊断的角度，研究了发动机监测参数的选择与评价，并提出了监测参数选择与评价的三种标准；推荐了分别用于监控系统门限检测和故障诊断的两组参数，为发动机的故障检测与诊断奠定了重要基础。     

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.     

铬/镍镀层对甲烷发动机推力室再生冷却换热影响研究

采用三维整场求解的方法,对某甲烷发动机推力室身部进行流动/传热耦合计算,研究了内壁燃气侧铬/镍镀层对甲烷再生冷却身部换热的影响。研究结果表明,气壁镀铬/镍可以有效保护推力室喉部,降低室壁温度,当敷设0.05 mm镍镀层时,喉部壁温可降低24.4%,最大热流密度可减小20%;敷设0.05 mm铬镀层时,喉部壁温降低约23%,热流密度减小18.7%;气壁镀镍的热防护效果优于气壁镀铬,且镍镀层厚度越大,气壁温和液壁温降低越多,防护效果越好。     

液体火箭发动机技术发展的现状及未来

本文从燃烧室压力，系统工作循环方式以及量大推力三个方面叙了世界各国液体火简发动机的技术水平。简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展的趋势及中国的最新进展的分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景。     

氢氧发动机真空点火及高空模拟试验

上面级氢氧发动机的真空点火与起动过程是一个复杂的动态过程,与地面相比,由于受真空环境的影响,发动机推进剂预冷、充填、雾化与燃烧等一系列物理和化学过程将发生很大变化,存在海平面试车无法考核的技术盲点,影响发动机工作可靠性。因此,国内外对上面级氢氧发动机均进行过广泛而深入的高空模拟试验研究,以考核和验证发动机真空点火、起动的可靠性,其中以J-2发动机开展的高空模拟试验最具代表性。     

非设计工况下具有高流体动力稳定性的高速离心氢泵的设计探讨

论述了高速离心泵特别是高速氢泵流体动力稳定性的基本原理；提供具有较宽流量调节范围的高速离心泵几何参数选择方法，特别阐明了离心轮综合设计流量参数ｑｐ对泵压头－流量特性线形状的影响；介绍了高速离心泵压头－流量特性线的估算方法，并与我国氢泵试验结果进行了对比。还讨论了流体动力数值计算（ＣＦＤ）与氢泵空气模拟试验的问题，可以说ＣＦＤ和空气模拟试验是氢泵设计过程验证的可行方法。     

CZ—3运载火箭

本文简要地介绍了CZ—3运载火箭(CZ—3)的研制情况、结构及性能。CZ—3是我国第一次采用液氢和液氧作推进剂的火箭,由于液氢的温度极低而且易爆,所以火箭上采用了绝热结构,对低温密封和防爆也采取了相应的措施。CZ—3第三级是两次启动的火箭,除了其发动机本身要适应两次启动的要求之外,为了保证火箭在滑行段的姿态稳定和火箭的正常启动,箭上增加了滑行段的姿态控制和推进剂管理系统。     

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。     

液体火箭发动机研制情况的一些回顾

４０年来，我国液体火箭发动机的研制工作取得了很大成绩。文中对发动机的一些研制情况作了回顾，对ＹＦ－７３和ＹＦ－７５氢氧发动机的设计特点、飞行结果作了简单叙述。对今后工作也提出了看法。     

液体火箭发动机故障模式分析

当前新研制的液体发动机特别强调高可靠性和低成本，以往追求高性能和低质量为主的设计目标现已降为次要地位。新研制的发动机都要求进行可靠性设计。在发动机可靠性设计中，为消除故障隐患，提高产品可靠性。采用了行之有效的故障树分析（ＦＴＡ）及故障模式，后果及严重度分析（ＦＭＥＣＡ）。美国先进运载系统（ＡＬＳ）航天运输主发动机（ＳＴＭＥ）的设计工作采用了这种可靠性设计法，以确保发动机达到要求的可靠性指标?..