烟火剂式点火器内弹道性能理论分析

用固体火箭发动机中常用的瞬态平衡压强法对烟火剂式点火器内弹道性能进行了理论预示，并提出热损失系数的概念，此外，进行了试验验证，计算结果和试验结果吻合较好。     

几种典型的尾部点火器

对国内外几种典型的尾部点火装置做了简要介绍。包括喉塞式点火器,环形点火器,以及隔板式点火器等一系列具有代表性的尾部点火装置。分析了其设计特点和优缺点,给出了常用的点火药量计算公式。     

催化点火器高空点火性能的实验研究

介绍国产催化点火器高空点火性能模拟试验,主气流温度为５００℃左右、加力室压力为０．０４—０．１２ＭＰａ,对催化点火器的着火延迟时间和贫富油点火极限进行了测量。试验结果表明：当飞行高度为１７０００—１７５００ｍ,飞行马赫数Ｍａ＝１．０时,催化点火器可以正常点燃某型发动机加力燃烧室。     

N2O/C3H8火炬式点火器试验研究

为了研究氧化亚氮/丙烷的点火特性,在理论分析的基础上采用电激励火炬式点火方案并组建了实验系统,在不同的流量和余氧系数工况下进行了N2O(g)/C3H8(g),N2O(g)/C3H8(l)点火特性实验。结果表明:采用气液同轴离心式喷嘴的电激励火炬式点火方案可行,实现了低余氧系数下的点火。所设计的点火器在1J的点火能量下,N2O(g)/C3H8(g)在燃烧室压强为环境大气压条件下的成功点火余氧范围为0.222～0.321;N2O(g)/C3H8(l)在燃烧室平衡压强为0.50～0.65 MPa时成功点火余氧范围为0.299～0.407,并在平衡压强提高至1～1.3 MPa后成功地引燃主发动机。     

Experimental investigation of a gliding discharge plasma jet igniter

Relight of jet engines at high altitude is difficult due to the relatively low pressure and temperature of inlet air. The penetration of initial flame kernel affects the ignition probability in the turbine engine combustor greatly. In order to achieve successful ignition at high altitude, a deeper penetration of initial flame kernel should be generated. In this study, a Gliding Arc Plasma Jet Igniter(GAPJI) is designed to induce initial flame kernel with deeper penetration to achieve successful ...     

空气/煤油火炬点火器设计及试验

为解决超燃冲压发动机点火难题，设计了一种以空气和煤油作为氧化剂和燃料的火炬点火器。点火器能量设计为300kW，空气和煤油的设计流量分别为98.9g/s和6.7g/s。采用软件CHEMKIN4.0对不同当量比条件下点火器出口气流参数进行了计算，将点火器的工作状态优选为富氧模式。煤油从点火器端面经旋流喷嘴注入，空气分为一次喷注和二次喷注两个支路，采用普通汽车火花塞点燃空气煤油混合物。建立了试验系统，压力测量和摄影图像表明该点火器能够在当量比在0.3~1.3范围内可靠工作。点火器的起动时间约为0.9s，火焰长度约为30cm，存在高频率小幅值脉动燃烧现象。试验表明该点火器能够可靠点燃超燃冲压发动机。      

固体发动机点火器设计软件包SRMICAD的设计与实现

ＳＯＦＴＷＡＲＥＰＡＣＫＡＧＥＳＲＭＩＣＡＤＦＯＲＤＥＳＩＧＮＩＮＧＳＲＭＩＧＮＩＴＥＲＺｈａｎｇＷｅｉｈｕａ，ＬｉＱｉｎｎｉａｎ，ＨｏｕＺｈｏｎｇｘｉ，ＳｈｉＬｉｈｕａ，ＧｕｏＪｉａｎ（１ｓｔＤｅｐｔ．ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＤｅｆ...     

Acceleration of DDT by non-thermal plasma in a single-trial detonation tube

This paper compares the flame acceleration in single-trial dual-detonation tubes triggered by a spark plug and non-thermal plasma igniter. The low-temperature plasma was generated by an in-house novel AC-driven dielectric barrier discharge igniter, which reduces the power supply requirements and was applied in the quiescent ignition of a single-trial detonation tube. Three different types of detonation mixtures were tested with flame propagation tracked by ion probes and pressure waves recorded by high-frequency pressure transducers. The flame propagation speeds were calculated and compared based on signals from the ion probes. The detonation combustion succeeded in the dual tubes, but the deflagration-to-detonation transition could be significantly accelerated by the plasma for all mixtures, as it was shortened by more than 50% compared to that of the spark plug. The present study provides a suitable technological approach for igniters of PDEs.     

爆震波点火器管路传播过程数值模拟

为了进一步研究液体火箭发动机爆震波点火器的工作过程，结合实际试验发动机用爆震波点火器的工作条件，在混合比为3，初始氢氧混气压力为0．1MPa情况下，采用常用的两步显式MacCormak差分格式和有限速率化学反应动力模型，对爆震波点火器管路中爆震波的传播过程进行了数值模拟，研究了爆震波形成后在一维管路中传播特性及性能参数。从数值模拟结果来看，稳定传播的爆震波温度可达3500K，压力达到2MPa，其传播速度可达3430m／s，从爆震波形成到其传播到2m距离的出口，用时不到0．6ms。并与试验结果进行了对比分析，数值模拟结果和试验结果符合很好，为爆震波点火器的工程设计提供了理论依据。     

应用气动谐振点火的氢氧小发动机试验

将气动谐振点火技术应用于小推力氢氧火箭发动机的设计,通过分析不同混合比下的比冲和燃气温度,确定了氢氧小发动机的总体参数,开展了在不同工况下点火器的单独试验,氢氧小发动机的全系统试验以及小发动机脉冲起动试验。研究结果表明,氢氧小发动机可以实现多次重复起动,结构完好,性能稳定,验证了应用气动谐振点火技术氢氧小发动机的可靠性及方案的可行性。     

微型固体火箭发动机用短点火延迟点火器研究

短的点火延迟期对某些微型固体火箭发动机尤为重要。文中引用固相点火理论，在诸多向推进剂表面供热的方式中，着重分析了起重要作用的对流换热，认为提高点火燃气的流速能明显地提高点火燃气对推进剂表面的热交换率，使推进剂表面很快达到发火温度，在微型固体火箭发动机的短点火延迟点火器设计中应用了这一理论，并获得了理想的效果。     

爆震波多管点火特性实验

为了研究液体火箭发动机爆震波多管点火的同步性能、多次点火重复性能以及点火火炬性能,组建了氢氧爆震波多管点火实验系统。采用氢气和氧气为工质,常温供气压力0.10.5 M Pa（表压）,混合比1.87.2,进行了多次实验。实验结果表明:爆震波点火技术可以在与液体火箭发动机贮箱压力相适应的较低的供气压力下获得高温（>1300℃）高压（>1 M Pa）爆震产物,并且具备良好的点火重复性能和多管点火同步性能,多次点火重复性时间差和多管点火同步性时间差均小于0.3 m s。爆震波多管点火技术适合用于多燃烧室液体火箭发动机的同步点火。      

点火参数对煤油活塞发动机燃烧影响的数值模拟

为了了解点火参数对某2冲程航空活塞煤油发动机燃烧及温度场的影响,利用GT-Power和Fire软件对该发动机整机及燃烧室分别建立了仿真模型,选取扭矩、功率以及缸压数据验证了该模型的正确性,并对发动机在6000 r/min、全负荷工况下的燃烧和温度场分布等特性进行分析.结果表明:当点火时刻由335°CA变化至331°CA时,缸内混合气燃烧放热量增多,放热率峰值增大,放热率峰值对应曲轴转角的提前量变大,燃烧放热速率加快,混合气温度和压力上升变快,高温区范围增大;当点火能量由28.02 mJ增加至46.73 mJ时,双火花塞附近的温度升高,火花塞点火产生的火核尺寸增大,缸内燃烧温度与压力升高,燃烧放热速率加快,缸内高温区分布范围增大.     

氦气谐振点火器和气氧/煤油火炬点火器研究

为了实现液体推进剂火箭发动机重复多次可靠启动，研究了利用气动谐振热效应形成的高温高能点火源进行气氧／煤油等可贮存推进剂多次点火的方案。为此研制了氦气谐振点火器和气氧／煤油火炬点火器。氦气点火器在较宽的气源温度(-2℃～33℃)变化范围、较大喷嘴入口压力(1．5MPa～3．OMPa)变化范围内均具有好的谐振加热性能。气氧／煤油火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制，气氧和煤油的流量可以在较大的范围内选择，生成点火火炬的温度范围也很宽，富燃点火炬更具工程应用价值。研究结果表明氦气谐振点火器及其气氧／煤油火炬点火器具有结构简单，可靠性高，无毒无污染等优点，对于重复多次启动的液体火箭发动机有着诱人的应用前景。     

带侵蚀效应的三维双燃速装药固体火箭发动机点火过程

针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明:点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈;堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度;仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。      

膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究

提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现,建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型,得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系,以及发动机熄火应满足的条件,还进行了原理性热试车,成功实现了多脉冲工作。     

点火能量等因素对脉冲爆震室压的影响实验

以汽油／空气两相混气为可爆混合物，采用汽油机点火和半导体高能点火系统，实验研究了不同点火频率对脉冲爆震室中不同位置脉冲爆震波压力的影响，结果发现，充满度大，产生的紊流强度大，有利于爆震波的形成；在大多数情况下，用低能量（50mJ）的点火系统点火时，点火频率大于实际产生的爆震频率；用高能（IJ）点火系统时，可缩短烯向爆震转变（DDT）的距离，易产生爆震，所得爆震波的峰值压力明显增大，所得结果可为脉冲爆震发动机的设计、爆震点火系统选型提供重要参考。     

单轴小涡喷发动机高空模拟起动试验研究

本文重点介绍该型发动机高空模拟点火起动试验技术,并着重对试验结果进行分析,为该型发动机成功地模拟空中起动试验提供试验依据和保证。      

固体火箭发动机点火器的工程设计和流量估算

固体火箭发动机点火器传统工程设计的方法是应用经验公式估算点火药量,点火器结构设计依赖于设计人员的经验.本文依据数值方法给出了通用点火器设计方法,点火器流量估算方法.通过发动机压强上开段的峰值、达到峰值的时间来筛选方案,从而最终设计出点火器.文中还给出了实验结果.依据本文中提出的方法成功地进行了多种发动机的设计,表明工程应用性强.     

Numerical study of transient interchamber processes when reaching the SPRE operational conditions

A comprehensive numerical study of transient interchamber processes occurring when reaching the SPRE operational conditions is carried out. A conjugate problem under consideration includes nonstationary operation of an igniter heating, ignition and subsequent nonstationary and turbulent burning of a solid-propellant charge; nonstationary three-phase homo-heterogeneous flow of combustion products in the combustion chamber, nozzle and downstream of the nozzle block of a rocket engine; motion of a nozzle block cover. The calculation results are presented.