涡扇发动机风车起动点火匹配研究

针对涡扇发动机在高空状态的风车起动点火失败情况进行了原因分析和油气匹配研究。通过分析影响风车起动点火的主要因素,找出了点火失败的原因是点火油气不匹配,偏离了燃烧室可靠点火的余气系数边界。在油气匹配研究的基础上,提出了调整点火油气比的解决措施,并在高空台进行了试验验证。验证表明:该涡扇发动机风车起动点火失败的分析评估方法和解决措施合理可行,可为同类型发动机风车起动点火匹配设计和评估提供参考。     

涡轮基组合循环冲压燃烧室点火特性试验研究

为了考察并联式涡轮基组合循环发动机在模态转换点进气道开启比例对冲压燃烧室点火性能的影响,设计管式蒸发式二元稳定器,测取模态转换点不同速度系数(进气道开启比例)时点火边界和稳定燃烧边界,并试验研究了安装相同类型稳定器的全环冲压燃烧室点火特性,通过计算稳定器稳定性系数和最小点火能量,分析冲压燃烧室在低压、低温、高速条件下的点火性能。研究结果表明:在模态转换点冲压燃烧室进气道开启比例对蒸发式稳定器点火性能影响较大,但选择合适的进气道开启比例蒸发式稳定器可以组织燃烧,冲压燃烧室在模态转换点可以成功起动。燃烧室内气流速度的增加导致稳定性系数减小和最小点火能量增加,使稳定器组织燃烧变得困难。     

中心分级燃烧室变频变能点火性能试验

对中心分级燃烧室常温常压下变频变能点火性能进行了试验研究,点火能量为1~15J,点火频率为1~15Hz,燃烧室压降1.5%。结果表明:随着点火能量增大,贫油点火余气系数先迅速增大后缓慢增大,点火延迟时间先急剧缩短后缓慢缩短,随点火频率增大,贫油点火余气系数缓慢增大,点火延迟时间先迅速缩短后缓慢缩短,点火能量较低时该规律更为显著；当点火功率大于35W时提高点火功率对提高点火性能意义不大,点火能量对点火性能的影响较点火频率更为显著,相同功率下提高点火能量对点火更有利；基于Lefebvre、王延胜等人的点火模型,拟合了中心分级燃烧室关于燃烧室参考速度、索太尔平均直径、点火能量和点火频率的点火模型,模型预测误差在±10%以内。      

冲压发动机点火性能影响因素研究

为了考察来流参数对冲压发动机高空点火性能的影响,采用基于最小点火能量的分析方法,对亚燃冲压发动机高空直连式试验结果进行了分析.研究结果表明,燃烧室内来流参数的变化对点火性能具有较大的影响.温度升高导致最小点火能量迅速减小,其主要原因在于火焰传播速度随温度升高的逐渐增加.燃烧室内气流速度的增加导致最小点火能量的急剧增加,其中湍流脉动速度的增加导致了核心火团热量散失的增加,是导致最小点火能量增加的最主要因素.当密度增加时,燃烧室内的最小点火能量会大幅度的增加,其中燃料液雾的SMD的减小是点火能量增加的次要因素,而密度降低引起了化学反应速率降低,化学反应时间的增加则是其中的主要因素.     

整体式液体冲压发动机

整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求.     

冲压发动机驻涡燃烧室燃烧性能试验

针对某冲压发动机驻涡燃烧室模型,进行了不同进口温度、进口速度系数和余气系数下燃烧室燃烧性能的试验研究,研究结果证明:随着进口速度系数的增加(0.20~0.35),点火总油气比和贫油熄火油气比增加,燃烧效率变化不明显;随着进口温度的增加(573~773K),点火总油气比和贫油熄火油气比下降,燃烧效率提高;随着余气系数的增加(1.1~2.1),燃烧效率提高.试验中获得最小点火总油气比为0.0035,最小贫油熄火油气比为0.0028,最高燃烧效率93%.研究证明了驻涡应用于冲压发动机燃烧室的可行性.      

空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火影响的数值研究

利用空气节流在流场中产生激波串,有效地辅助燃料实现起动点火.非定常Navier-Stokes方程数值模拟研究了空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火的影响,分析了起动点火时间段(0~1.0ms)内空气节流 对流场参数的影响.数值模拟结果表明:在燃烧室入口马赫数为2.0、静温为548.8K、静压为101555.9 Pa,乙烯燃料当量比为0.5,先锋氢辅助点火的条件下,距离发动机入口845mm处,节流流量为入口空气流量的30%,有效地实现了发动机的起动点火,无空气节流情况下的发动机点火效果不佳,火焰最终熄灭.      

凹腔型亚燃冲压发动机燃烧效率研究

通过开展亚燃冲压发动机直连式试验,研究了不同来流条件、不同余气系数时的燃烧性能.结果表明:燃烧效率受来流温度的影响较小,但随着余气系数增加,燃烧效率降低.总体而言,凹腔型燃烧室具有0.9左右的燃烧效率,初步达到了亚燃冲压发动机的实用化要求.      

全环涡轮级间燃烧室性能试验

以涡轮级间燃烧室(ITB)应用于涡轴发动机为研究平台,根据ITB的应用环境,采用凹腔驻涡燃烧室作为涡轮级间燃烧室,设计加工了全环凹腔驻涡燃烧室试验件,并进行了性能试验研究.试验结果表明:该燃烧室的贫油点火边界余气系数为10.2,降低驻涡凹腔体内外压差有利于点火;与常规燃烧室相比,燃烧室的燃烧效率偏低,但燃烧效率随进口温度的升高逐步加大;燃烧室的总压恢复系数较小,进口温度对燃烧室的总压恢复系数影响不大;燃烧室出口温度场分布较好,出口温度分布系数(OTDF)随进口温度的升高而减小;随着进口温度的提高,火焰筒壁温会局部偏高,火焰筒的冷却设计需优化改进.      

低燃速贫氧推进剂燃气发生器点火起动影响因素研究

为了探索点火能量、燃速、级配及粒度、点火建压速率等因素对冲压发动机燃气发生器点火起动性能的影响,针对采用低燃速贫氧推进剂的燃气发生器点火起动的影响因素进行了研究,在地面直连式试车台上采用全尺寸燃气发生器进行了多次点火起动性能试验。试验结果表明:燃气发生器点火器点火药量提高20%,点火起动时间提高62.7%。低燃速贫氧推进剂燃速从2.3mm/s降低到1.6mm/s,点火起动时间降低43.6%,在低温-40℃条件下的点火起动时间为0.0895s。低燃速贫氧推进剂氧化剂AP平均粒径由193μm增大到201μm,燃气发生器点火起动时间降低36%。在低温-40℃条件下,喷口堵片优化后的点火起动时间为0.0879s,满足快速起动要求。采取措施解决了低燃速贫氧推进剂燃气发生器点火起动困难的问题。     

固体推进剂等离子体点火研究

为了研究等离子体对固体推进剂点火性能的影响，分别对双基药和硝胺药等两种固体推进剂，进行了等离子体点火实验。实验装置包括等离子体源、热电偶丝和动态信号分析仪。通过实验，获得了两种固体推进剂在不同的等离子体能量输入的条件下，其表面温度随时间变化的曲线。与常规点火数据相比，固体推进剂的等离子体点火延迟时间明显缩短。不同类型的固体推进剂，在相同的等离子体能量输入条件下，其点火性能不同；同一种类型的固体推进剂，在不同的等离子体能量输入条件下，其点火性能也不一样。     

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。     

含硼富燃料推进剂点火特性

采用CO2激光点火装置研究了常压及亚大气压强下点火能量、组分含量变化等对含硼富燃料推进剂点火延迟时间的影响。结果表明,在所研究压强范围内,提高压强有利于含硼富燃料推进剂的点火;含硼富燃料推进剂中添加铝粉不利于含硼富燃料推进剂的点火性能改善;随高氯酸铵含量增加,含硼富燃料推进剂的点火延迟时间略有降低。     

两相爆震波多管同步点火技术的实验研究

为了研究基于液态燃料的爆震波点火技术,进行了一系列液态煤油/氧气爆震波点火实验。实验中氧气和煤油的供给压力分别为1.0 MPa和0.7 MPa,火花塞点火能量为50 mJ。研究了两相爆震波点火技术的基本特性,实验表明:采用低点火能量能够快速产生充分发展的爆震波,煤油/氧气爆震压力可达4.0 MPa,爆震波速度可达1500 m/s到2001 m/s,尾焰温度约为2075 K。开展了两相爆震波由单管向多管传播的实验,验证了两相爆震波多管点火技术的可行性,目前可实现四管同步点火。实验显示两相爆震波点火技术重复性强,多管点火具有较好的同步性,时间差别为几十个微秒量级,适用于多燃烧室液态火箭发动机的同步点火。     

四进气道整体式冲压发动机试验研究

在地面直连式试车台上,对四进气道整体式冲压发动机进行了试验研究,验证了发动机结构方案的合理性和低温点火启动的可靠性。结果表明,发动机点火启动可靠,工作稳定,具有较宽的工作范围及良好的性能。     

液体火箭发动机气动谐振点火初步研究

气动谐振点火是基于气动谐振加热现象的一种新型的点火方式。在特定的气动谐振条件下,高速喷流与谐振管内流相互作用形成周期性运动的激波和膨胀波,将压缩气体的能量不可逆地转化为热能,形成高温高能的点火源,从而点燃推进剂组元。建立了简化的理论分析模型,对可能获得的最高温度进行了预测,探讨了在液体火箭发动机上实现气动谐振点火的方案。     

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。     

点火能量对脉冲爆震发动机性能的影响

针对以汽油-空气为推进剂的吸气式脉冲爆震发动机,研究了点火能量及工作频率对发动机点火-起爆时间和发动机推进性能的影响。结果显示,随着点火能量的提高,点火-起爆时间逐渐减小,脉冲爆震发动机平均推力逐渐增加。随着发动机工作频率的提高,点火-起爆时间也逐渐减小,发动机稳定工作的最佳油气当量比减小,发动机平均推力接近线性增加;但是点火能量对发动机点火-起爆时间的影响随着工作频率的提高而有所降低。     

基于最大似然估计的点火概率曲线计算模型取点方法

最佳点火能量、点火位置等关键信息可通过绘制点火概率曲线判定概率函数以提高点火成功概率。完成传统点火概率曲线的绘制需要至少300次的点火事件，以求得更加复杂的点火概率模型甚至需要更多的实验次数才能保证曲线精度。受制于点火器寿命，依据大数定律绘制点火概率曲线所需的多点数据难以保证，因此迫切需要开发一种在减少实验次数的前提下保证点火概率曲线精度的模型。本文拓展了一种点火概率计算模型，针对不同的取点方式，通过随机二项分布求得概率函数中似然函数的未知参数，从而拟合空间位置点火概率曲线和能量点火概率曲线，结合均方差评估拟合程度选取最优取点方法。研究表明，采用最优取点方法拟合的能量-点火概率曲线可以将均方差降低至0.02左右，空间位置点火概率曲线均方差降至0.04。研究表明所选取的最优取点方法可有效指导实验工况选取，并绘制出可信点火概率曲线。同等置信度下，三种点火概率曲线的实验次数均减少50%以上，实现大幅减少实验次数的目的。