N2O/C3H8火炬式点火器工作性能数值模拟研究

采用数值计算方法对氧化亚氮/丙烷火炬式点火器的燃烧室和火炬流场特性进行了数值仿真研究,获得了点火器在定混合比工况下工质流量对火炬性能的影响以及定流量工况下余氧系数对火炬性能的影响:在定余氧系数0.350工况下点火器燃烧室压强、火炬功率和点火有效长度与点火器的流量基本呈线性关系,有效火炬长度与实验中所观察到的基本一致;在定流量9 g/s工况下点火器燃烧室压强、喷管出口温度、火炬功率和点火有效长度随余氧系数的不断增加均先迅速增加到最高值后开始逐渐减小,燃烧室压强、喷管出口温度、火炬功率和点火有效长度的计算最高值分别为1.73 MPa,2 823 K,33.14 kW和86.5 mm.     

液体亚燃燃烧室点火装置工作特性数值研究

基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用CFD-ACE＋流场计算软件,对液体亚燃燃烧室点火装置单独工作时的稳态流场进行了数值模拟.在试验验证的基础上分析了点火器室压、点火导管内径和导管的结构形式对火焰点火性能的影响.结果表明：当点火器室温和燃气流量恒定时,若保持管道的扩张比不变,选用较低室压的点火器更利于点火;在一定范围内增大导管内径可以提高火焰的点火性能;燃气在直管内的流动损失较小,出口射流的速度较高,穿透深度较大,带弯头的点火导管出口火焰特征类似,有无弯头对火焰的影响很大,而角度差异产生的影响很小.     

固体火箭发动机点火系统一体化设计及仿真

基于ACIS几何造型平台结合HOOPS图形显示,开展了固体火箭发动机点火器一体化设计及性能仿真的研究.实现了快速预估点火器的主要结构尺寸、预示点火器的性能及三维模型的实时显示和交互.提出了一种计算点火器质量流量和压强时间关系的模型,通过比较证明了模型的有效性.采用流场数值模拟软件对点火过程进行分析,得到的结果和理论计算结果吻合较好.     

固体火箭发动机点火器研制中的几个问题

点火器是固体发动机的基本部件之一。对点火器的主要要求是工作准确、可靠、安全。大型固体发动机广泛使用小火箭式点火器。它由电点火管、点火药盒和点火小发动机组成。小型固体发动机直接由电点火管和药盒式点火器点燃。为了安全,常在电点火管与药盒间加一个安全保险装置。电点火管目前广泛应用的是灼热电桥式点火管。为了工作可靠,要求每个点火管50毫秒全发火的最小电流不超过5安培。从安全性考虑,要求电点火管的最大安全点火电     

气氧/气甲烷火炬点火器设计及试验

针对某型液氧/甲烷火箭发动机,为寻求多次使用的点火器,提出了变结构气氧/气甲烷火炬式点火器设计方案。根据设计要求及技术指标,对点火器进行了变结构、变缩进长度及变混合比试验,验证了点火器设计的可靠性。试验结果表明:混合比越大,燃烧室压强越大,出口补燃情况不发生改变; 缩进长度的变化不影响燃烧室压强及出口补燃情况的变化; ...     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

固体燃料冲压发动机火炬式点火器设计

对火炬式点火器工作原理进行了介绍,根据氧化剂、燃料的状态对火炬式点火器进行了分类,分析了各类点火器结构特点及热防护措施.设计出使用气氧、酒精的固体燃料冲压发动机地面试验用火炬式点火器,采用旋转液膜与酒精再生冷却相结合的办法,有效地加强了点火器的热防护.在冲压发动机试车台上,对该火炬式点火器进行了30余次单独试验,均取得了成功,可持续工作时间不少于20 s.     

数码识别芯片在摩托车数码点火器上的应用

飞利浦公司研制的LPC900系列单片机采用6倍速80C51内核,具有低成本、低功耗、低电磁干扰(EMI)、高抗干扰性及内建电源Brownout侦测、模拟功能、UART、I2C和片内RC震荡器的新一代单片机.本文介绍LPC900系列单片机用于摩托车点火器数码识别功能的设计原理,使数码点火器轻松增加了防盗功能.     

点火器环氧封接工艺研究

一、概况 点火器(图1)在发动机中占有重要地位,直接影响到整台发动机的可靠性,它必须是绝对可靠,百分之百的点火,而且不允许漏火。 点火器的性能要求如下:耐受135kg/cm~2的气密性试验,点燃爆破后耐受5个表压2分     

气氧/煤油谐振点火器研究

谐振点火系统因其结构简单且可重复多次点火而具有很大吸引力。在本研究工作中,设计和试验了一种谐振式点火器,用气氧和煤油燃烧来形成火炬。环境条件下的初步试验结果表明在0.2～0.3LPa较低的煤油喷注压力下,设计可点燃气氧/煤油混合物的点火器是可行的,这就使利用恒压燃料贮箱中的煤油进行点火成为可能。氧在0.1s内就可在谐振腔内被加热至点火温度并在瞬间点燃喷入的煤油。     

混合比影响爆震波点火器工作过程之实验研究

爆震波点火器用于工程，其设计存在一个最佳结合点，使得在合适的管路中，爆震波传播速度、转捩距离、爆震波能量等能够符合点火器目标需求。为了研制适用于工程的爆震波点火器，在氢氧爆震波点火器基本特性试验的基础上，对初始混合气体的混合比等与爆震波特性的关系进行了研究。对实验结果进行分析认为。混合比对爆燃爆震转捩（DDT）距离影响较大，混合比大于3时，其转捩距离小于500mm。混合比增加时，爆震波传播速度会减小，但稳定的爆震波相对于波的混气的马赫数并小减小，维持在4．8左右。在初始混气压力不变情况下，质量流量可以提高爆震波能量，增强爆震波的点火能力。研究结论时爆震波点火器在工程中实际应用及以后的研究方向具有指导性作出。     

固体火箭发动机激光点火装置研究

介绍了激光点火器的工作原理、结构及试验结果。已研制成功的激光点火器输出能量不小于1.0J，结构质量不大于0.9kg，实现了双路点火，其安全性、可靠性比传统的电能点火器有了很大提高，该装置已具备了固体火简发动机点火的实际应用功能。     

小型固体火箭发动机尾部点火器设计方法

以尾部点火装置安装位置为分类方法,以点火装置燃烧产物与发动机装药的不同换热方式为基础,对典型的小型固体火箭发动机的尾部点火设计方法和设计中需要重点考虑的问题作了较为全面的介绍。以某型号发动机尾部点火设计为研究对象,对点火序列设计、点火药量的估算、喷管堵片的设计方法进行了阐述。通过调整点火药量、喷管堵片设计状态,使点火压强逐步提高,解决了发动机研制初期出现的点火延迟、不点火等技术问题。     

Igniter jet dynamics in solid fuel ramjets

The dynamics of a two dimensional plane jet injected at the base of a step, parallel to the wall, in backward facing step flow geometry is numerically studied. The objective of this work is to gain insight into the dynamics of the igniter flow field in solid fuel ramjet motors. Solid fuel ramjets operate by ingestion of air and subsequent combustion with a solid fuel grain such as polyethylene. The system of governing equations is solved with a finite volume approach using a structured grid in which the AUSM⁺ scheme is used to calculate the convective fluxes. The Spalart and Allmaras turbulence model is used in these simulations. Experimental data have been used to validate the flow solver and turbulence model simulation results. The comparison of the numerical results and experimental data has validated the use of the adopted turbulence model for the study of this type of problem. A special attention is paid to the igniter jet exit location. It is shown that the wall jet igniter, issuing from the base of the step, drastically changes the structure of recirculating region of backward facing step flow and produces large and damaging shear stress on the fuel surface. Moving the igniter jet exit location to the top of the backward facing step changes the flow field favorably, by reducing the fuel surface shear stress by an order of magnitude and maintaining the recirculating region behind the step, which can provide proper residence time for the fuel–air mixture chemical reactions.     

基于自适应滑模的变质心再入飞行器控制律设计

建立了有纵向单滑块的变质心再入飞行器系统控制模型。对该有输入非线性的快时变多体系统,考虑系统存在参数不确定等因素的影响并将完整的活动质量体动力学环节置入姿态控制,基于滑模控制理论设计了俯仰姿态跟踪鲁棒控制系统。在参数不确定性条件下对飞行控制系统进行了仿真。结果表明：设计的控制律可实现对指令角度和指令位置有效、快速、稳定...     

大型分段式固体火箭发动机点火瞬态过程研究

通过建立固体火箭发动机点火瞬态数学模型,对某大型分段式固体火箭发动机工作初期小火箭式点火装置的火焰喷射方式、分段对接部位火焰传播过程以及前后翼燃面的传播过程等进行数值计算研究。计算结果表明,发动机点火过程中,燃烧室内的流动顺畅,没有出现压强异常振荡现象,点火初期的火焰冲击对分段对接部位的绝热结构影响很小,但整个后翼槽药面全部点燃用时在整个火焰传播期用时占比过大。数值计算结果与全尺寸发动机地面热试车结果对比表明,数值计算点火平衡压强、压强爬升时间以及升压速率与地面热试车结果吻合性好。