某微型燃气轮机适应高原起动的技术方案

为满足某微型燃气轮机能同时在平原及不低于4500m高原地区安全可靠运行,通过设计减小单油路离心式燃油雾化喷嘴的流量数,以及改变喷嘴与供油控制系统的耦合工作特性,设计利用起动泄油系统,在降低点火与起动过程供油量的同时提高了燃油喷嘴的雾化及点火性能,解决了高原起动超温问题。平原及高原地区试验证明,点火起动成功率为100%、高原起动过程最高排气温度为720℃,与原设计状态在平原环境工作时一致、起动时间小于40s,可保证平原、高原点火和起动过程的安全性与可靠性,满足平原、高原条件下的燃气轮机性能。      

等离子体辅助燃烧机制及其在高速气流中的燃烧应用研究评述

以等离子体点火助燃为特征的燃烧组织技术,为先进发动机发展过程中面临的极端环境下燃烧控制问题提供了极佳的解决途径。加速超声速燃烧反应速率是等离子体扩展气流速度边界的一种典型应用。在对当前等离子体燃烧控制机理相关研究成果简要回顾的基础上,针对超声速燃烧气流参数环境特点,分析了可压缩、强对流的高速气流条件下等离子体点火助燃机制研究所面临的挑战;通过各类等离子体在超声速气流中技术应用发展与研究现状的梳理,阐述了等离子体在结构相容性和能量效率上的限制性因素,对未来的基础研究和技术发展方向提出了建议。     

环形旋流燃烧室模型点火过程的实验

在由16个旋流喷嘴组成的透明环形燃烧室实验模型中,对丙烷和空气贫燃混合气的周向点火和火焰传播过程进行了实验研究。通过高速相机记录点火过程的火焰形态和发光强度变化,对比分析了两种点火模式——先通燃气后点火(FFSL)和先点火后通燃气(SFFL)的不同形态特征。FFSL周向点火过程包含拱形火焰面传播,SFFL喷嘴间火焰传播呈现"锯齿形"结构。喷嘴旋流方向的排列会破坏周向火焰传播过程的对称性,使得沿顺时针和逆时针方向火焰面传播速度差别较大。通过对火焰发光强度积分得到热释放率变化曲线,分析统计了不同工况的周向点火时间,结果表明:在相同工况下,SFFL比FFSL大2倍以上;相同当量比下,FFSL和SFFL随着热负荷增加而减小;相同热负荷下,FFSL随当量比增加而减小,而SFFL正好相反。对两种点火模式,流动加速系数均随供气流量增加而增加。     

凹腔支板火焰稳定器自燃点火性能初步试验

以凹腔支板火焰稳定器为研究对象,在进口温度为750~900℃、马赫数为0.20~0.28、氧气体积分数为13.4%~15.8%、喷嘴距支板前缘5~50mm及常压的条件下,开展自燃点火性能的试验研究。试验表明:凹腔支板火焰稳定器在进口温度为850℃以上可成功实现自燃点火。自燃点火性能随进口温度的升高而提高;随着进口马赫数的提高,火焰稳定器自燃点火成功的温度范围越窄;随着燃油喷射距离的增大,稳定器自燃点火性能有所提高。稳定器的凹腔结构能够稳定火焰。      

常规运载火箭解决落区安全问题的方法

常规运载火箭在内陆发射场发射,落区在国内。火箭子级返回过程中存在空中解体或触地爆炸的可能性,落区安全性问题比较突出。常规运载火箭短时间内无法实现重复使用的目标,为解决落区安全性问题,在火箭不需做较大改进的情况下,采用将推进剂空中排放或者发动机空中再次点火将剩余推进剂燃尽措施,降低火箭子级落地速度并解决子级触地爆炸的问题;同时采用栅格舵控制子级落点,将落区范围缩小,提高常规运载火箭发射落区安全性。     

RP-3航空煤油三组分替代燃料简化机理验证

利用机理自动简化程序ReaxRed对航空煤油RP-3三组分替代燃料半详细化学反应动力学模型采用两种方案分别进行了简化。方案一采用直接关系图（directed relation graph,DRG）法构建了109组分423步基元反应,方案二在方案一的结果上采用基于误差传播的DRG（directed relation graph based on error propagation,DRGEP）方法和计算奇异摄动（computational singular perturbation,CSP）法构建了84组分271步基元反应。结合点火延迟试验数据对方案二所构建的简化机理进行了验证,并且采用层流火焰速度、温度和重要产物等方面的数值计算结果进行对比分析,结果表明:方案二所构建的简化机理在简化过程中保留一定的计算精度前提下更加经济实用,其中在各种工况下方案二简化机理和半详细机理的点火延迟时间之间的平均误差在6%以内并且它们在火焰传播速度方面平均误差在不超过8%。采用本生灯预混燃烧器为物理模型,以RP-3航空煤油为燃料,进行相应的试验研究来验证方案二的简化机理,结果表明该简化机理数值计算结果与试验数据较吻合。      

固体远地点发动机变轨控制

文章给出在发射静止卫星过程中,固体远地点发动机点火时间和点火姿态的最佳值确定方法。     

异步点火相位对二冲程发动机爆震燃烧的影响

为了了解异步点火相位对二冲程航空活塞发动机燃用煤油时的爆震影响问题，使用Fire软件建立了发动机燃烧室的计算模型，并通过试验验证了该模型，研究了异步点火相位对发动机缸内燃烧以及火焰面密度分布、爆震强度的影响等.结果表明:在转速为5000r/min、全负荷工况、混合气当量比为11、点火能量为3564mJ条件下，当其中一个火花塞点火时刻固定在上止点前曲轴转角为29° ，另一个火花塞相对其分别提前曲轴转角为1°，3°，5°时点火，随着双火花塞异步点火相位差的增大，缸内平均压力、放热率及累积放热量均呈现减小的趋势，两个火花塞附近的湍动能增大，火焰传播速度加快，火焰发展期缩短，爆震强度表征物的浓度逐步减小，二冲程煤油发动机爆震发生的倾向减小.      

基于随机粒子追踪方法的环形燃烧室点火动态模拟

为了深入研究低排放燃烧室点火联焰规律，在全新的环形模型燃烧室中开展了点火模拟和试验研究。点火模拟采用随机粒子追踪方法，能够基于时均冷态流场的仿真结果快速模拟火焰传播过程。环形燃烧室包含16个中心分级旋流器，仅向预燃级通入丙烷，用于模拟航空发动机低排放燃烧室点火状态下的空气燃油分级。试验采用PIV技术测量3个头部区域流场，利用高速相机拍摄火焰CH*/C2*基团化学发光信号。对多个流量和当量比条件下的联焰过程、联焰时间和传焰速率进行了分析，试验和模拟的结果均表明：环形燃烧室内火焰双向传播，燃烧室内外环流速度差异导致了双向火焰传播速度差，传焰速率随燃烧室湍流速度和当量比的增加而增加。点火模型很好地捕捉了环形燃烧室点火动态，所得传焰速率也符合湍流火焰传播规律，表明该模型具有较强预测能力。     

空间在轨氢氧内燃机技术研究

用于空间在轨运行的氢氧内燃机是低温末级火箭流体集成系统（IVF）中的关键组件。分析了国内外空间在轨氢氧内燃机的发展现状，通过Chemkin燃烧软件仿真分析获得了氢氧内燃机设计关键参数。开展了氢氧内燃机地面点火验证试验。结果表明：氢氧内燃机具有较好的点火启动性能，通过降低混合比和压缩比能够将氢氧内燃机缸内的温度和压力控制在合理范围内。氢氧内燃机在稳定的转速下工作，所消耗的氢气、氧气质量流量小于低温贮箱的平均蒸发量。