火箭发动机专业综合实验(4.1.2)--液体发动机点火技术概览2015
试验用液体火箭发动机设计说明书
试验⽤液体⽕箭发动机设计说明书⽬录1.原始数据 (1)2.推⼒室参数计算结果 (1)2.1.推⼒室结构参数计算 (1)2.1.1. 喉部直径 (1)2.1.2. 燃烧室容积 (2)2.1.3. 燃烧室直径 (2)2.1.4. 推⼒室收敛段型⾯ (2)2.1.5. 推⼒室圆筒段长度 (2)2.1.6. 推⼒室喷管扩张段型⾯ (3)2.2.推⼒室头部设计 (3)2.2.1. 燃料喷嘴设计 (4)2.2.2. 氧化剂喷嘴： (5)2.3.推⼒室⾝部设计 (5)2.3.1. 推⼒室圆筒段冷却计算 (5)2.3.1.1. 燃⽓的⽓动参数 (5)2.3.1.2. 计算燃⽓与内壁⾯的对流换热密度 (6)2.3.1.3. 计算燃⽓与内壁⾯的辐射热流密度 (6)2.3.1.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (7)2.3.1.5. 确定冷却通道参数 (8)2.3.1.6. 计算内壁⾯和外壁⾯温度 (8)2.3.2. 推⼒室喉部冷却计算 (9)2.3.2.1. 燃⽓的⽓动参数 (9)2.3.2.2. 计算燃⽓与内壁⾯的对流换热密度 (9)2.3.2.3. 计算燃⽓与内壁⾯的辐射热流密度 (10)2.3.2.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (11)2.3.2.5. 确定冷却通道参数 (11)2.3.2.6. 计算内壁⾯和外壁⾯温度 (11)3.发动机性能计算 (12)3.1.1. 根据喷嘴结构计算混合⽐ (12)3.1.2. 热⼒计算结果 (13)3.1.3. 计算发动机推⼒和燃烧室压⼒ (13)4.推⼒室强度校核 (14)4.1.1. 推⼒室圆筒段强度校核 (14)4.1.2. 喷管强度校核 (14)1. 原始数据推进剂：氧化剂：⽓氧；燃料：75%酒精地⾯推⼒：500tc F N = 燃烧室压⼒：2c p MPa = 余氧系数：0.8α=喷管出⼝压⼒：0.1e p MPa =2. 推⼒室参数计算结果热⼒计算结果燃⽓⽐热⽐： 1.187k =（燃烧室）， 1.202k =（喷管喉部）地⾯理论⽐冲：2388.7/stcth I m s = 特征速度：*1698.9/C m s = 2.1. 推⼒室结构参数计算2.1.1. 喉部直径取燃烧室效率0.94c η=，0.94n η= 推⼒室总质量流量为/()500/(2388.70.940.94)kg/s 0.237kg/s mc tc stcth c n q F I ηη==??=⽓氧和75%酒精的当量混合⽐ 1.565m r =，根据余氧系数可以计算实际混合⽐0.8 1.565 1.252mc m r r α==?=从⽽得出推⼒室氧化剂质量流量/(1)0.132/moc mc mc mc q q r r kg s =?+=推⼒室燃料质量流量0.105/mof mc moc q q q kg s =-=喷管的喉部⾯积()*6242/1698.90.237/210 2.01310t mc c A C q p m m -=?=??=?喉部直径31016.0t D mm mm ===，圆整取16t D mm =喉部半径0.58t t R D mm ==2.1.2. 燃烧室容积取⽓氧-75%酒精发动机的燃烧室特征长度 2.4L m = 燃烧室容积43432.4 2.01310 4.83110c t V L A m m --=?=??=?2.1.3. 燃烧室直径利⽤燃烧室收缩⽐求燃烧室直径根据经验，500N 推⼒器的燃烧室收缩⽐1420c ε=-，取16c ε= 燃烧室直径为1664.0c t D mm mm ===，圆整取64c D mm =燃烧室截⾯⾯积2232110.064 3.2171044c c A D m m ππ-==?=?2.1.4. 推⼒室收敛段型⾯基于简单考虑，收敛段采⽤锥形设计，并⽤圆弧过渡。
火箭发动机专业综合实验(4.2.1)--固体火箭发动机直列式点火技术
• MIL-STD-1316E （ Fuze Design, Safety 火箭发动机专业实验 直列式点火实验 Criteria ）
直列式全电子安全与解除保险装置
27V(Y ）
27V （Y） 5V （ Y ）
EV1 EV2
• 没有机械保险机构，没有机械动作 • 保险功能由全电子安全逻辑电路完成 • 从点火管到传火序列直到目标主装药之间没
有机械隔断（隔板），也没有错位（堵塞火 道），位置固定，直列（ in-line ） • 极好的安全性 ，硼 / 硝酸钾为始发点火药 • 高可靠性和较好的效费比 • 瞬发度高，多点点火同时性好 • 可以实现通用模块化，简化发动机设计
EV3
供电
Clock1
ASIC1
ASIC2
弹载计算机
SW1
SW2
触发编码
动 态 开 动态开关编码 关
升点 压火 电电 路路
点火
Clock2
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
Gnd
HVFB
直列式全电子安全与解除保险装置
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉冲功率装置
高压电源
地
高压采样
功率
监测与泄
开关
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
罗克夫斯基线圈工作原理
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉 冲 功 率 模 块 与 罗 式 线 圈 火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉冲功率装置测量实验
• 桥箔电压测 量
• 泰克 P6015A • ( 变比 1:1000
) • 示波器
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
液体火箭发动机
液体火箭发动机
工业产品
01 组成部分
03 工作原理 05 燃烧室
目录
02 分类 04 推力室 06 供应系统
目录
07 控制系统
09 现状及发展趋势
08 主要优缺点
液体火箭发动机（Liquid Rocket Motor）是指液体推进剂火箭发动机，即使用液态化学物质作为能源和工质 的化学火箭推进系统。
推力室
推力室点火装 置
辅助推进系统
选用固体火药点火为第一、二级发动机点火方式。
固体火药点火器通常是装有一个或几个固体推进剂的装药柱，利用电爆管起爆，在发动机启动过程中，在燃 烧室和燃气发生器中，有烟火药燃烧产物形成能量很大的火炬，点燃经过头部ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ入燃烧室或燃气发生器的主推进 剂混合物。
固体火药点火适合于各种非自燃推进剂的点火；点火可靠；点火装置简单，可选用的火药品种较多；与发动 机供应系统无关，对喷注器结构影响小；使用维护方便。
燃烧室
通过燃烧室特征长度得到燃烧室容积，可以以此对燃烧室的形状进行设计。在容积相同的情况下，燃烧室形 状可能是多种多样的。现有的液体火箭发动机燃烧室的形状基本为三种形式：球形、接近球形（包括椭圆形和梨 形）和圆筒形（圆柱形）。大多数发动机都采用圆筒形燃烧室，其优点是结构和制造简单。由于冶金和工艺水平 的发展（高强度耐热钢的出现和钎焊等新工艺的采用），设计合理的圆筒形燃烧室完全能够保证工作的可靠性和 高效性。所以，我国也采用圆筒形燃烧室。
液体火箭发动机技术
喷嘴主要分为三类： a) 撞击式 b) 非撞击式 c) 同心套管式
燃料 氧化剂
(a) 双股互击式
氧化剂 燃料
(b) 三股互击式
燃料 氧化剂
(c) 自击式
燃料 氧化剂
(d) 淋浴头式
外套管 内管
液氧 气氢
(e) 同心套管式
4.3 燃烧过程
液体氧化剂与燃料经过喷嘴雾化混合后，进行燃烧，在燃烧室中 的燃烧可以分为三个区：喷射雾化区、快速燃烧区和流管燃烧区。
回忆：固体推进剂火箭发动机的优缺点？
固体推进剂火箭发动机的优点 a) 结构简单 b) 使用操作简便、安全 c) 固体推进剂密度大
缺点 a) 比冲低。 b) 推力矢量不易控制。 c) 工作压强高。
液体推进剂分类
单组元液体推进剂 双组元液体推进剂
有关推进剂还有： 冷气推进剂 低温推进剂 可贮存推进剂等
燃烧室燃烧区 亚声速流动
喷 注 器
喷射/ 快速的燃烧过程示意图
喷射雾化区，位于最前端，液体雾化成大量的小液滴，快 速燃烧区的高温辐射传热给小液滴，小液滴通过对流传热 迅速获得热量而蒸发，形成大量富燃和富氧的局部区域。 该区域两相共存，只有少量的化学反应，热量大量来自快 速燃烧区。
常见液体推进剂
常见液体氧化剂： 液氧（）：最常见，易蒸发 液氟：比重大，毒性大 四氧化二氮（N2O4）：有毒性，易蒸发 曾用过过氧化氢（贮存稳定性差，易分解）， 硝酸（3，也较少使用）
常见液体燃料： 碳氢燃料（汽油，煤油，柴油，航空燃油，1，甲 液氢（）：清洁燃料，成本高 还有肼（N2H4），偏二甲肼（），一甲基肼（）
章液体推进剂火箭发动机
液体推进剂火箭发动机：以液体推进剂为动力来源、通过 液体推进剂燃烧产生的燃气高速喷出获得推力的动力装置。
火箭行业火箭发动机性能测试与评估方案
火箭行业火箭发动机功能测试与评估方案第1章火箭发动机概述 (3)1.1 火箭发动机的定义及分类 (3)1.1.1 火箭发动机的定义 (3)1.1.2 火箭发动机的分类 (3)1.2 火箭发动机功能参数 (4)第2章火箭发动机功能测试方法 (4)2.1 火箭发动机功能测试概述 (4)2.2 火箭发动机功能测试的主要参数 (4)2.3 火箭发动机功能测试的技术要求 (4)第3章火箭发动机功能测试设备 (5)3.1 火箭发动机功能测试设备的类型 (5)3.1.1 推力测试设备 (5)3.1.2 燃烧室压力测试设备 (5)3.1.3 燃烧效率测试设备 (5)3.1.4 涡轮泵功能测试设备 (6)3.1.5 控制系统功能测试设备 (6)3.2 火箭发动机功能测试设备的选择 (6)3.2.1 测试需求 (6)3.2.2 测试精度 (6)3.2.3 测试范围 (6)3.2.4 设备可靠性 (6)3.2.5 设备兼容性 (6)3.3 火箭发动机功能测试设备的操作与维护 (6)3.3.1 操作规范 (6)3.3.2 维护保养 (7)第四章火箭发动机功能测试流程 (7)4.1 火箭发动机功能测试前的准备工作 (7)4.1.1 测试计划的制定 (7)4.1.2 测试设备的准备 (7)4.1.3 测试场地的准备 (7)4.1.4 测试人员的培训与分工 (7)4.2 火箭发动机功能测试的实施 (7)4.2.1 测试前的设备检查 (7)4.2.2 测试数据的采集 (7)4.2.3 测试过程的监控与调整 (7)4.2.4 测试数据的保存与备份 (8)4.3 火箭发动机功能测试结果的处理与分析 (8)4.3.1 数据预处理 (8)4.3.2 数据分析 (8)4.3.3 结果评估 (8)4.3.4 问题诊断与改进建议 (8)第五章火箭发动机功能评估方法 (8)5.1 火箭发动机功能评估概述 (8)5.2 火箭发动机功能评估指标体系 (8)5.2.1 指标体系构建原则 (8)5.2.2 指标体系内容 (9)5.3 火箭发动机功能评估模型与方法 (9)5.3.1 评估模型 (9)5.3.2 评估方法 (9)第6章火箭发动机功能评估流程 (10)6.1 火箭发动机功能评估前的准备工作 (10)6.1.1 确定评估目标与指标 (10)6.1.2 收集与整理相关数据 (10)6.1.3 制定评估方案 (10)6.1.4 准备评估工具与设备 (10)6.2 火箭发动机功能评估的实施 (10)6.2.1 功能测试 (10)6.2.2 数据采集与处理 (10)6.2.3 功能评估 (11)6.3 火箭发动机功能评估结果的分析与应用 (11)6.3.1 分析评估结果 (11)6.3.2 应用评估结果 (11)6.3.3 持续改进 (11)第7章火箭发动机功能测试与评估的数据处理 (11)7.1 火箭发动机功能测试数据的采集与整理 (11)7.1.1 数据采集 (11)7.1.2 数据整理 (11)7.2 火箭发动机功能测试数据的处理与分析 (12)7.2.1 数据处理 (12)7.2.2 数据分析 (12)7.3 火箭发动机功能评估数据的处理与分析 (12)7.3.1 数据处理 (12)7.3.2 数据分析 (12)第8章火箭发动机功能测试与评估的不确定度分析 (13)8.1 火箭发动机功能测试与评估的不确定度来源 (13)8.1.1 测试设备与仪器的不确定度 (13)8.1.2 测试方法与操作过程的不确定度 (13)8.1.3 数据处理与分析的不确定度 (13)8.2 火箭发动机功能测试与评估的不确定度评估方法 (13)8.2.1 不确定度的分类与表示 (13)8.2.2 不确定度的评估方法 (13)8.2.3 不确定度的合成与传递 (13)8.3 火箭发动机功能测试与评估的不确定度控制 (14)8.3.1 提高测试设备与仪器的精度和稳定性 (14)8.3.2 优化测试方法与操作过程 (14)8.3.3 改进数据处理与分析方法 (14)8.3.4 加强不确定度评估与控制 (14)第9章火箭发动机功能测试与评估的案例分析 (14)9.1 典型火箭发动机功能测试与评估案例 (14)9.2 案例分析的方法与步骤 (15)9.3 案例分析的启示与建议 (15)第十章火箭发动机功能测试与评估的发展趋势 (16)10.1 火箭发动机功能测试与评估技术的现状 (16)10.2 火箭发动机功能测试与评估技术的发展趋势 (16)10.3 火箭发动机功能测试与评估技术的应用前景 (17)第1章火箭发动机概述1.1 火箭发动机的定义及分类1.1.1 火箭发动机的定义火箭发动机是一种利用推进剂在燃烧室内燃烧产生的高温、高压气体，通过喷管加速喷射，产生反作用力推动火箭前进的装置。
火箭发动机专业综合实验课程简介
火箭发动机专业综合实验课程简介课程目标从知识与技能的角度来讲，本课程的教学目标如下：（1）巩固和加深对专业理论知识的理解，掌握主要部件的工作特性；（2）学习火箭发动机的实验理论和实验方法，了解实验系统构成和实验设备；（3）通过具体实验过程，提高动手操作能力，掌握基本的实验技能，包括实验方案设计、系统调试、实验操作规程、实验现象观察以及数据处理等；（4）了解火箭发动机实验研究的发展动态，经过动手实践，熟悉先进的实验方法，具备初步的科研实验能力。
从素质与心理角度来讲，本课程的教学目标如下：在认知上，加深学生对专业理论知识和实验理论知识的记忆与理解（识记、领会层面）；正确地使用各项实验技能，设计合理的实验方案（运用层面）；分析实验现象，处理实验数据，提炼实验结论（分析层面）；根据研究目的，综合自身的理论知识和实验能力，实施一项完整的研究型实验过程（综合层面）；评估实验结果的正确性，评价实验本身的科学性与合理性（评价）。
在情感上，引导学生密切关注各种实验现象，加深直观感受（注意层面）；充分利用火箭发动机专业教学实验中声学、光学、电磁、气动等现象丰富这一优势，激发学生的实验积极性（反应层面）；培养学生科学规范的实验习惯和客观严谨的实验态度（价值评价层面）；让学生深刻体会到本课程与其未来职业发展的关联性，激发学生的职业性学习动机，培养创新意识（价值观组织层面）；促进学生培养务真求实的工作作风，培养紧密协同的团队意识，培养甘于奉献的职业精神（品格层面）。
在动作技能上，培养学生的动手操作能力，掌握典型设备的基本操作方法，能进行安装、调试与测量，熟练掌握各项应急处理措施。
课程性质与定位“火箭发动机专业综合实验”是北京航空航天大学飞行器动力工程（航天）专业的三大主干专业课程之一；是专业培养过程中的重要实践教育环节。
本课程是一门要求学生运用专业理论知识来分析、解决具体实践问题的课程。
课程以实验为载体，定位于各种联系的“桥梁”——即专业基础理论理解与综合运用的桥梁、专业人才培养与学生职业发展的桥梁。
火箭发动机技术的创新与研发 (2)
03 火箭发动机研发进展
液体火箭发动机研发进展
液体火箭发动机具有较高的推进效率和可重复使用性，是目前航天领域的主流发动 机。
研发进展包括提高推进剂燃烧效率、降低推进剂成本、优化发动机结构和材料等。
液体火箭发动机的研发还涉及到推进剂的储存和运输安全问题，需要解决相关技术 难题。
固体火箭发动机研发进展
环境与安全性挑战
排放控制
减少火箭发动机的排放是环境保护的 迫切需求。
安全性能
确保火箭发动机在极端条件下的安全 性能是至关重要的。
解决方案与未来展望
01
02
03
04
材料科学进展
利用新型材料和复合材料提高 火箭发动机的性能和耐久性。
推进剂研究
开发更高效、环保的推进剂， 降低对环境的负面影响。
经济性优化
可重复使用火箭技术
回收与再利用
研究火箭助推器和芯级的回收技术， 实现助推器和芯级的重复使用。
降低成本
通过可重复使用火箭技术，降低航天 发射成本，提高商业竞争力。
绿色环保火箭技术
环保推进剂
开发绿色环保的推进剂，减少对环境的污染和碳排放。
余热利用
研究余热利用技术，将火箭发动机余热转化为其他能源形式，提高能源利用效 率。
高效燃烧技术
研究和发展高效燃烧技术 ，降低燃烧产物的排放和 污染。
火箭残骸精确回收
研究和实施火箭残骸的精 确回收技术，减少对地面 和海洋环境的危害。
THANKS
可重复使用火箭技术的未来发展
火箭回收技术
研究和发展火箭助推器和整流罩的回收技术，实现重复使用。
发动机健康监测与维护
建立发动机健康监测系统，实现发动机在轨维护和修复。
火箭发动机工作原理
火箭发动机工作原理火箭发动机是一种利用燃烧产生的气体喷射来产生推力的装置，它是航天技术中最重要的组成部分之一。
火箭发动机的工作原理主要包括燃烧和喷射两个过程。
下面将详细介绍火箭发动机的工作原理。
一、燃烧过程火箭发动机的燃烧过程是指燃料和氧化剂的混合燃烧产生大量高温气体的过程。
火箭发动机中常用的燃料有液体燃料和固体燃料两种。
1. 液体燃料液体燃料是指通过喷射系统将燃料和氧化剂以液体的形式混合，然后喷射到燃烧室进行燃烧的燃料。
液体燃料通常由燃料和氧化剂两个部分组成，两者在一定比例下混合，通过喷嘴喷射到燃烧室，在高温下发生剧烈的化学反应，产生大量的热能。
2. 固体燃料固体燃料是将燃料和氧化剂混合后经过固化加工形成固体燃料块。
当点火引信点燃固体燃料时，固体燃料开始燃烧。
固体燃料的燃烧速度由固体燃料的性质和结构决定，瞬间释放出大量的热能。
二、喷射过程喷射过程是指利用由燃烧产生的高温高压气体通过喷嘴的喷射，产生反作用力从而推动火箭前进的过程。
根据喷嘴的类型不同，喷射过程可以分为喷管喷射和喷嘴喷射。
1. 喷管喷射喷管喷射是最早使用的喷射方式，它利用喷管的喷射原理产生推力。
当高温高压气体通过喷管的喷嘴时，由于喷嘴通道的收缩和扩张，气体的速度和压力都会发生变化。
根据贝努利定律，当气体通过收缩的喷嘴时，气体的速度增大、压力减小，从而产生向后的推力。
2. 喷嘴喷射喷嘴喷射也称为喷嘴反作用推进原理，是现代火箭发动机常用的喷射方式。
喷嘴的构造是其核心，喷嘴通道内部形状曲线平滑，使高温高压气体通过喷嘴时加速扩张，速度迅速增大，压力迅速降低。
根据牛顿第三定律，气体向后喷射速度越高，推力越大。
三、工作原理总结火箭发动机的工作原理可以归纳为：燃烧产生的气体喷射产生反作用力，推动火箭前进。
火箭发动机通过燃烧燃料和氧化剂产生高温高压气体，然后利用喷嘴的喷射原理，产生的气体喷射，产生反作用力，从而推动火箭前进。
整个过程需要精确的控制火箭发动机的燃烧速率、喷射速度等参数，以确保火箭的安全运行。
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（ a） （ b ） 6 2018年4月21日 星期六
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（ c） （ d ）（ c ） （ d ） 7 2018年4月21日 星期六
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8 2018年4月21日 星期六
（ e）
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2.3 电火花点火技术
2.4 催化点火技术
催化点火技术中使用的催化剂有颗粒状的催化剂床和整块海 绵状的催化剂床。
颗粒状的催化剂拥有很高的比表面积，其缺点是对于一个压 得很紧的颗粒催化剂床，其压降很大，而且颗粒之间存在由 于热应力或机械应力等引起的磨损。
海绵状的催化剂床是一个整体结构，对推进剂的压降很小， 没有磨损，寿命较长，有较强的设计适应性。
采用少量特殊流体，即自燃点火剂，它能和主推进剂的一个 组元自燃，但不和另一个组元自燃。经常采用的是与氧自燃 的流体（如三乙基铝，三乙基硼），先于煤油喷入推力室， 当自燃点火剂与氧相遇即发生自燃，高温的燃烧产物点燃随 后进入的主推进剂。
化学点火简单可靠，一般只用于一次点火，如图（ a ）所示。 对于多次点火，需要独立的自燃点火剂供应系统，图 （ b ）所示，但点火次数有限。
电火花点火技术常用于氢氧发动机的点火过程。
火花塞安装在专用点火喷嘴内，点火喷嘴通常都设在燃烧室
( 包括燃气发生器 ) 的喷注器中心，并有独立的氢、氧供应系
统。在火花塞通电发火花时，气氧和气氢进入点火喷嘴而点
火，形成—个大火炬，当主系统的大量氢和氧进入燃烧室时
，已有一个大火炬在燃烧，形成火炬式点火。
主要缺点：必须要有气相起动组元的供应系统和大功率的电
源；在真空条件下高压电路系统的工作可靠性差，除氢 - 氧
组元外，点火室内不太干净的“气体”容易引起电火花塞产
生故障；结构较复杂，重量相对较大。
9 2018年4月21日 星期六
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10 2018年4月21日 星期六
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主要优点：已在发动机上经过较长时间的实际使用，方便可
靠，技术已经非常成熟。可以多次点火，因此在美国的 SSME
和 Apollo 的登月飞行的 J-2 氢氧发动机都采用了这种点火技
术。此外，在美国 RL-10 、日本的 LE-5A 、 LE-7 和俄罗斯的
PД-0120 等氢氧发动机上都有成功的应用。
化学点火的点火延迟时间不易控制，而且自燃点火剂有毒， 不便于勤务处理。
3 2018年4月21日 星期六
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（ a ）一次点火
4
点 火 2018年4月21日 星期六
（ b ）多次
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2.2 烟火点火技术技术
烟火点火技术可以应用于各种非自燃推进剂的点火。
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12 2018年4月21日 星期六
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2.5 其Байду номын сангаас新型点火技术
等离子体点火技术 激光点火技术
气动谐振点火技术 爆震波点火技术
等等
13 2018年4月21日 星期六
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问题？
14 2018年4月21日 星期六
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液体发动机点火技术概览
2 、几种液体火箭发动机点火技术概况
2.1 化学点火技术 2.2 烟火点火技术 2.3 电火花点火技术 2.4 催化点火技术 2.5 其它新型点火技术
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2.1 化学点火技术
传统的液氧 - 煤油发动机常采用的一种点火技术，比如俄罗 斯的 РД-120 发动机。
器的情况下（图（ e ））可以实现 2~3 次点火，比如我国的 YF-
73 液氧液氢发动机就利用了多个点火器实现了两次点火。多次
点火时各点火器依次工作，不过这种点火方案存在着前一次点火
可能引起相邻点火器因过热而自燃的危险。
烟火点火方式不能用于分级燃烧循环发动机中，以防对涡轮造成
损5 害2或018堵年4塞月21喷日 嘴星期。六
催化点火特点是部件少，不需要外部能量源，简单安全，无 电磁干扰，重量轻，价格便宜。
单组元肼的催化点火已经广泛应用于空间小型液体火箭发动 机。关于液氢液氧的催化点火技术，尚处于发展之中，美国 Lewis 研究中心对此已作了大量研究，表明这种点火技术对于 可重复使用发动机的多次点火具有可行性。
11 2018年4月21日 星期六
烟火点火器可以设计成直接安装在推力室头部上或燃烧室里，或
者通过喷管从外面伸到燃烧室里去，用烟火点火器产生的火焰直
接点燃主推进剂。
烟火点火方案十分可靠，结构简单，经常用于地面级（图
（ a ））或上面级（图（ b ））发动机点火，可以有多种安装形
式（图（ c ）或（ d ））
它的主要缺点是每个点火器只能实现一次点火。在采用多个点火