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为了研究等离子体射流点火提升燃烧室内可燃混合气点火性能的机理,利用建立的实验测量系统,实验研究空气等离子体射流点火器的放电特性和射流特性,并与电火花点火器对比研究在航空煤油/空气混合气中的点火过程。实验结果表明,该空气等离子体射流点火器的击穿电压为9.2k V;相同电压下,电弧电流随工作介质流量的增大而减小,随点火驱动电源输出电流的增大而增大;点火器的伏安特性为下降型;等离子体点火射流长度随点火驱动电源输出电流的增大而增长,随工作介质流量的增大,先增长后缩短;来流速度对等离子体点火射流产生较大影响;等离子体射流点火延迟时间小于电火花点火。 相似文献
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以全环回流燃烧室为研究对象,采用等离子体点火器进行地面点火试验研究,并与采用常规电火花点火器进行地面点火试验的结果进行了对比。研究结果表明,采用等离子体点火器进行燃烧室点火可使燃烧室具有更宽的贫油点火边界,且能有效减小点火延迟时间;燃烧室着火后的联焰与点火器的特性无关,采用纯气动雾化喷嘴的燃烧室,在进口空气马赫数0.09到0.13范围内,增加进气流速有助于燃烧室点火。 相似文献
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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。 相似文献
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为解决发动机点火包线小于飞行包线的实际问题,提供等离子体点火技术在航空发动机中的工程应用新思路,论文设计了一种预燃式等离子体射流点火器,实验研究了放电特性和射流特性。结果表明,预燃式等离子体射流点火器与空气等离子体射流点火器相比,在提升射流能量降低电源功率方面有着较大的优势,电流相同时通入甲烷在较大流量时可减小驱动电源功率,总流量为44L/min时,减幅可达14.99%;同时预燃式等离子体射流较空气等离子体射流稳定,且射流长度增加,扩大了点火面积,有利于点火。 相似文献
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针对光壁面超声速燃烧室的点火需求,利用中心嵌入式等离子体射流在模拟马赫数6,总温1860K的直连式试验台上实现了煤油燃料的可靠点火和稳定燃烧,研究了超声速燃烧室起动过程中等离子体建立与维持特征,获取了不同当量比下火焰传播与燃烧特性。试验表明:在自身工质的高压射流维持下,等离子体点火器可以在点火起动的不同压力变化环境中保持稳定;中心等离子体射流产生一定尺度的高温区域且含有丰富的自由基,但需要在恰当的中心喷油流量形成的混气当量比下产生等离子体诱导火焰;诱导火焰沿燃烧室轴向传播进而发展形成了稳定的超声速燃烧。 相似文献
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为进一步优化等离子体射流点火器的结构,提高点火器的工作性能,在自主设计的等离子体点火实验系统的基础上,开展了阳极通道长度对等离子体射流点火器特性影响的实验研究,选取的阳极通道长度为3mm,5mm和7mm。获得了等离子体射流点火器的放电特性、光谱特性、射流特性和点火特性。结果表明:增大阳极通道长度能够抑制电弧分流的幅度,减小电极的烧蚀面积,但提高了击穿电压,使引弧更加困难;随着阳极通道长度的增大,氮分子离子的转动温度和振动温度分别呈现出先升高后降低和先降低后升高的变化趋势;煤油/空气混合气的点火延迟时间随阳极通道长度的增加,呈现出先减小后增大的变化趋势,余气系数为1.43时,阳极通道长度5mm时的点火延迟时间为14.4ms,相对于阳极通道长度3mm,7mm下的点火延迟时间分别减小了21.1%,12.1%。 相似文献
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爆震波多管点火特性实验 总被引:3,自引:0,他引:3
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。 相似文献
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针对超燃冲压发动机研究中对燃烧室出口温度场的测量需求以及暂冲式超燃冲压发动机燃烧台架试验中的应用难点,开发了适用于瞬态燃烧场温度测量的单脉冲相干反斯托克斯拉曼反射(CARS)系统及CARS光谱计算和温度反演软件CARSCF。采用USED相位匹配方式来降低湍流影响,结合多尺度小波分析方法来实现CARS光谱降噪处理,提高信噪比。在暂冲式脉冲燃烧风洞上开展了来流马赫数2.6条件下超燃冲压发动机燃烧室出口温度测量试验,获取了超声速来流(冷态)建立、H2点火加热空气、建立超声速燃烧流场直至试验结束过程中的燃烧室出口温度,以及煤油/空气燃烧时燃烧室出口温度场分布。结果显示,超声速冷流时温度处于低温(约205K)状态,随着H2点火加热来流空气,来流温度上升至853K;随着煤油/Air点火,温度急剧上升,稳定燃烧状态下燃烧流场温度为1970K±144K。燃烧室出口截面温度场分布测量结果显示,高温区位于燃烧室出口截面上侧区域,而燃烧室出口截面上中间区域的温度低于上下两侧。燃烧室出口温度分布CARS测量结果与火焰自发光成像结果一致,表明单脉冲CARS技术用于瞬态燃烧流场温度测量的可行性。 相似文献
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液体射流撞击过程是液体火箭发动机常见的高效雾化方式。为了进一步探究液体射流撞击雾化过程,采用高速摄像仪和图像处理技术对两股液体射流撞击液膜的振荡行为进行了实验研究,考察了射流韦伯数(21≤We≤1356)和撞击角(2θ=60°,90°,120°)对液膜振荡的影响。结果表明,随着射流韦伯数增大(We250),撞击液膜会从竖直稳定模式转变为振荡模式,促进液膜破裂和雾化。增大撞击角能加剧液膜振荡和增加雾化角。2θ=60°和90°的液膜振荡区间为250We400,2θ=120°的液膜振荡区间为We250,无量纲振幅的时均极大值约为5。结果揭示了随着液体射流速度的增大,射流不稳定性的发展会引起撞击点的动量不平衡,进而形成液膜振荡。此外,液膜向下传播时与空气界面间的Kelvin-Helmholtz不稳定性也促进液膜振荡。 相似文献
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本文通过理论计算得出两种循环的液氧/烃类发动机参数和性能,计算了混合比、涡轮进口温度、泵效率等参数对发动机性能的影响。利用涡轮功率平衡方程推导出发生器循环的涡轮流量与总流量比和燃烧室压力的关系;分级燃烧循环的燃料泵出口压力与燃烧室压力的关系。最后分析了两种循环的适应范围。 相似文献
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介绍了液氧/煤油为工质的燃气发生器试验研究方法和结果,着重讨论了发生器在低混合比条件下点火,起动方案和性能参数。 相似文献
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运载火箭飞行过程中,贮箱内推进剂晃动及波面破碎现象会对燃料贮箱产生较大的干扰力,控制不当会影响飞行稳定性。为了研究推进剂大幅晃动对贮箱结构的影响,建立了圆柱形贮箱内液体晃动非线性动力学模型,利用流体体积函数与水平集法解决了大幅晃动过程中产生的破碎波的描述及自由液面的追踪问题,并对三维圆柱形贮箱在多种含液状态下,由俯仰运动产生的大幅晃动进行了数值计算,得到了晃动过程中自由液面的变化、液体对壁面的作用力、液体的晃动速度以及液体质心变化情况。通过对含液率为30%,50%,70%三种含液状态下计算结果的对比,发现飞行中运载火箭贮箱中液体会经历由线性晃动到非线性晃动的变化历程。含液率直接影响晃动的剧烈程度、对壁面的作用力,以及液面破碎等非线性现象的产生,其中含液率为50%的状态是一种相对危险的工作状态。 相似文献
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