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摘要
为了考察月面高温环境下液体火箭发动机的工作能力，开展了双组元120 N自燃推进剂发动机高空模拟热试车，通过包覆热控组件和比例积分微分控制装置实现了对推进剂供应管路和电磁阀壳体的加热和保温，研究了常温以及80～135℃保温对发动机点火时的稳态工作性能、脉冲工作性能的影响，验证了保温后进行长脉宽脉冲程序点火排出汽化推进剂的可行性。试验结果表明：各个高温条件下，发动机均可实现稳态和脉冲模式工作，稳定后稳态工作性能相当，基于推力测量的启动响应时间较常温条件下明显延长，关机时恢复至正常水平。受推进剂密度和四氧化二氮气液流动状态的综合影响，在保温80、90、105、120、135℃时，30 ms脉宽下首个脉冲推力冲量相对常温条件下的占比分别为80%、66%、31%、16%、17%。当脉宽小于或者大于启动响应时间时，推力冲量相较常温下的偏差值随脉宽增大均逐渐缩小。7组128 ms脉宽的脉冲程序可以基本排净推进剂供应管路内汽化的推进剂，排气程序结束后发动机脉冲工作性能恢复至正常水平。
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单位上海空间推进研究所; 湖南大学
