火箭发动机专业综合实验(4.1.1)--液体火箭发动机点火技术理论课之补充
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。
液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述
液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述中文标题：液体火箭发动机的典型实验室及实验概述摘要：液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。
本文首先介绍了液体火箭发动机的结构与原理，然后介绍了不同的典型实验室的设备以及实验室的研究内容，将针对典型实验室中开展的实验进行详细描述，以及实验分析、结果验证和发展前景等。
关键词：液体火箭发动机；典型实验室；实验概述正文：1. 介绍 \n液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。
液体火箭发动机的结构分为燃烧室和推进器，燃烧室的组成部分包括发动机内部的燃烧室容积、发头和燃料接头，推进器是发动机最重要的部分，它是完成火箭的提供动力的机构，它的功能是把燃料燃烧后的气体排出发动机，以驱动火箭向前移动。
2. 典型实验室研究介绍 \n已建立的液体火箭发动机实验室，具备一整套液体火箭发动机实验所需的各种仪器设备和试验装置，可完成系列液体火箭发动机实验。
实验涉及多方面试验主题，如：发动机设计参数测试，发动机运行性能测试，发动机基础参数校验，发动机稳定性试验，发动机可靠性试验及控制系统的校验等等。
3. 实验分析 \n典型实验室通常运用多种独特的实验装置，以研究液体火箭发动机的机械结构，燃烧室内部流动，推进器内部流动，喷口内部流动，推力及推力曲线，热学及耗能，热力学及耗能，调速，和安全保护等方面的问题。
因此，实验小组通过分析测量的实验数据来设计适宜的发动机设备及操作过程，达到实现更佳的发动机运行效果。
4. 结果验证 \n通过结果验证，根据筛选出的实验参数与理论值的比较，发现在一定程度上发动机的设计符合理论值，即表明发动机设计是合理的并可以运行，而实验测量参数则较理论值存在一定偏差，但还不影响发动机的正常运行情况。
5. 发展前景 \n发展前景方面，液体火箭发动机研究仍然具有很大潜力，未来还可以继续在发动机性能、控制系统、安全保护及可靠型等方面的技术研究。
火箭发动机专业综合实验(4)--火箭发动机专业综合实验理论课程测验试题答案2013
北京航空航天大学2013－2014 学年 第一学期期中《火箭发动机专业综合实验》理论课程测验班 级______________学 号 _________姓 名______________成 绩 _________2013年10月15日班号 学号 姓名 成绩（说明：本测验总分70分，占本课程期末总成绩的15%）一、简要描述减压器的降压原理，解释什么是减压器的静态特性、静力特性、动力特性以及动态特性。
（15分）减压阀是一个局部阻力可以变化的节流元件，工作原理是利用气流的节流效应（2分）。
通过阀门节流，一部分压力势能转化为动能从而获得很高的流速（2分），气流进入低压腔后产生涡流、摩擦和滞止（3分），消耗大量动能使气流恢复不到初始压力（2分），达到降压的效果。
减压器静态特性是减压器出口压力随入口压力变化的函数关系（2分）。
气体流量为零时的特性称为静力特性（1分），气体流量不为零时的特性成为动力特性（1分）。
减压器出口压力随时间变化的特性称为减压器的动态特性。
（2分）二、 什么是爆震波？在爆震波点火中，沿管道传播的爆震波是如何形成的？爆震波稳定传播的C-J条件是什么？。
（15分）爆震波是指可燃混合气中带有化学反应的激波。
（2分）管道中流动的爆炸性混合气体由电火花或其它能量源激励点燃后（1分），火焰（爆燃波，deflagration wave）就会沿着气体流动方向传播（1分）。
由于燃烧产物的比容比未燃混合气体大许多（1分），因此燃烧产物将会压缩未燃气体混合物（1分），并使其速度增加（1分）。
在适当条件下，压缩波可能形成在爆燃波前方传播的激波（2分）。
如果管道足够长，未燃混气在激波的压缩加热下发生自点火（2分），形成沿管道传播的爆震波(detonation wave)。
爆震波稳定传播的C-J条件是爆震波相对于波后介质的速度为声速（2分），即爆震波后的稀疏波波头与爆震波以同一速度推进，因而爆震波不会被稀疏波削弱而得以自持稳定地传播（2分）。
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
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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
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。
火箭发动机原理复习提纲
火箭发动机原理复习提纲
一、引言
-火箭发动机的重要性和广泛应用
-火箭的基本原理和发射过程
二、火箭发动机的基本构成
-推进剂系统：推进剂的种类和特性
-燃烧室和喷管系统：燃烧的基本原理和燃烧室的结构、燃料和氧化剂的混合和燃烧过程、喷管的作用和设计原则
三、火箭发动机的工作循环
-压力供给系统：泵的类型和工作原理、高压燃料和氧化剂的供给过程
-燃烧循环：燃料和氧化剂的混合、点火和燃烧的过程
-喷射循环：喷嘴和喷管的设计、喷射出口的速度和压力
四、常见火箭发动机类型和特点
-固体火箭发动机：构造和工作原理、优点和缺点、应用和发展趋势-液体火箭发动机：构造和工作原理、优点和缺点、应用和发展趋势-混合火箭发动机：构造和工作原理、优点和缺点、应用和发展趋势五、火箭发动机的性能参数
-推力：定义、计算和影响因素
-准航程：定义、计算和影响因素
-有效速度和比冲：定义、计算和影响因素
六、火箭发动机的发展趋势和未来展望
-新材料和制造工艺的应用
-火箭发动机的性能提升和重量减轻
-环保和可再生能源的发展对火箭发动机的影响
七、火箭发动机的应用领域
-航天探索和太空探测
-武器系统和军事应用
-商业和民用应用
八、总结和展望
-火箭发动机的重要性和发展前景
-未来对火箭发动机研究的需求和方向
以上提纲可以根据自己的需要进行修改和补充，让复习内容更加全面和详细。
同时，可以结合具体的例子和实践应用，提高对火箭发动机原理的理解和应用能力。
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，已有一个大火炬在燃烧，形成火炬式点火。
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。
8 2018年4月19日 星期四
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2.3 电火花点火技术
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
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19日 星期四
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Fig. 3 Typical Scheme of Spark plug torch ignition
11 2018年4月19日 星期四
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Fig. 4 Typical scheme of Catalytic ignition
12 2018年4月19日 星期四
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2.5 气动谐振点火技术
气动谐振点火技术是基于气动谐振加热现象的一种新型非电 钝感点火方式。
液体发动机点火技术概览
宇航学院宇航推进系
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 气动谐振点火技术 2.6 爆震波点火技术 2.7 其它点火技术
2 2018年4月19日 星期四
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2.1 化学点火技术
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。
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。
国内对此点火技术也已有较深入的研究，已经发展到实用阶 段。
13 2018年4月19日 星期四
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实用上，气动谐振点火方案有多种形式，如 图 5 所示的是用于液氧—煤油和液氧—液氢 发动机的典型方案。
主要优点：点火方案结构简单、工作极为可 靠，无射频干扰等问题，可以实现多次点火 。
10 2018年4月19日 星期四
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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。
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 2
（ a ））或上面级（图 2 （ b ））发动机点火，可以有多种
安装形式（图 2 （ c ）、（ 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
点火器的情况下（图 2 （ e ））可以实现 2~3 次点火，比如
化学点火简单可靠，的自燃点火剂供应 系统，典型方案如图 1 （ b ）所示，但点火次数有限。
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19日 星期四
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（ a）
（Figb. 1）Chemical ignition schemes
4 2018年4月19日 星期四
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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。
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
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
5 造成201损8年害4月1或9日堵星期塞四喷嘴。
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（ a）
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。
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。
Fig（. 2bP）yrotechnical ignition schemes
6 2018年4月19日 星期四
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（ c）
Fig.（2 dPy）rotechnical ignition schemes
7 2018年4月19日 星期四
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（ e）
Fig. 2 Pyrotechnical ignition schemes
20 世纪 60~70 年代以来，气动谐振点火技术在美国、俄罗 斯和欧洲都是作为很有潜力的点火技术来研究 的。 Rocketdyne 公司在航天飞机辅助推进系统（ SS/APS ） 推力室地面试验中使用了这种点火方式并获得了成功。
俄罗斯的研究人员也己将这种点火技术发展到了实际应用的 水平。
欧空局在 1994 年提出的未来欧洲空间运输研究计划 （ FESTIP ）中也把气动谐振点火技术列为可重复使用运载工 具的专项技术加以研究。