确定发动机空中再点火边界的方法

给出了在研制阶段初步确定发动机空中再点火边界的几种方法，并着重介绍了如何通过燃烧室的点火试验来确定空中两点火边界。     

固体火箭发动机熄火与再启动实验

本文介绍了采用激光点燃固体小发动机的实验设备及小发动机的熄火装置.并且给出了丁羟推进剂小发动机一次熄火与熄火后再点火的试验初步结果.     

高混合比火炬式电点火器试验研究

介绍了低温高混合比火炬式电点火技术的初步研究进展,包括有关的设计参数和试验情况。该点火器用电火花塞作为激励能源,氢氧推进剂通过一个位于头部的同轴式喷嘴进入点火室,大部分液氢用作冷却剂通过排放冷却方式冷却点火室。累计５次共５０ｓ的热试车表明,高混合比火炬式电点火器能实现可靠的低温点火,并具有较广的工况和混合比变化范围。     

DDK-1自动点火起动装置在涡喷发动机模拟空中点火起动试验中的应用

本文介绍DDK-1自动点火起动装置在某高空台模拟高空情况下,起动与S进气道匹配的某涡喷发动机的试验情况.DDK-1自动点火起动装置使该发动机在空中模拟状态下从点火起动到加速完全实现自动化.这是在国内涡喷发动机高空模拟试验中首次应用.该系统具有实际应用价值.     

等离子体点火与助燃技术在航空发动机上的应用

等离子体点火与助燃技术是能源与动力领域的研究前沿。介绍了等离子体点火与助燃技术的研究背景和意义,分析了其基本原理,给出了常见的等离子体点火与助燃的类型,阐述了等离子体通过热强化、动力学强化与输运强化3种强化燃烧机制,利于点火助燃。针对国内外等离子体点火与助燃技术在航空发动机上的研究现状,提出了预燃式等离子体射流点火和旋转滑动弧助燃2种新型等离子体点火助燃方案,对等离子体点火与助燃技术在航空发动机上的实际应用进行了展望。     

CO2激光点燃点火药的试验研究

用CO_2激光点火试验设备,对Al KClO_4点火药进行点燃性能试验.试验结果表明,随着点火热流密度的增大,点火延迟时间减小.说明点火热流密度是点火药点燃性能中非常重要的控制量.点火药密度越小点火延迟时间也越小.在点火药主组分中加入少量固态硫作为粘合剂,会使点火药的点燃性能更好.     

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。     

脉冲爆震发动机点火起爆控制规律

点火起爆过程对爆震波形成起关键作用。点火起爆过程和充填过程紧密相连，合理控制点火起爆是保证脉冲爆震发动机稳定工作的前提，研究中定义了点火起爆控制因素，给出了点火时刻估算方法，分析了点火延时和点火频率影响因素，在理论分析基础上给出脉冲爆震发动机点火起爆控制规律。     

某涡扇发动机加力点火故障分析与排除

空中飞行与地面试车时加力点火失败是某涡扇发动机在外场使用中经常发生的故障之一。本文针对其故障作了详细的分析，对加力燃烧室及催化点火器的工作原理与性能作了深入研究，经修理试验合格后的加力燃烧室装机，使其点火故障排除。     

突扩燃烧室点火起动

本文扼要地介绍了同轴和侧边突扩燃烧室的点火措施和过程.并在试验分析的基础上,提出一个影响点火因素的参数d,可以表征点火能力的大小,其值越大,点火能力越强.由此获得不同类型燃烧室和不同点火方式的点火能力的相对范围.     

黑火药在真空环境下点火性能试验研究

黑火药作为固体火箭发动机中常用的点火药，是决定其工作性能的关键因素。为了研究黑火药在真空环境下的点火性能，通过真空点火试验，测试了不同点火结构、不同黑火药质量下的点火压力曲线和羽流现象，并与常压点火试验结果对比，分析了不同工况下黑火药点火性能的优劣。结果表明：真空环境下增加黑火药质量可以提高点火压强峰值，与常压条件相比提升幅度较小；与常压试验对比，真空下前端点火和尾部点火产生的压强峰值都会下降2MPa左右；不同黑火药质量的常压或真空点火试验中，前端点火试验样机到达压强峰值的时间都近似为5ms，而尾部点火试验样机到达峰值的时间不同；在真空点火试验中，羽流扩张角会在一段时间内变大或变小，即出现明显的黑火药不稳定燃烧现象，试验结束后有较多未燃烧完全的黑火药残留在发动机周围，而在常压点火试验中，这些未燃烧完全的黑火药颗粒会在空气中二次燃烧，黑火药残留较少。     

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.     

燃烧室头部结构对点火灭火边界的影响

对燃烧室头部的不同结构组合进行了试验研究。找出了一级涡流器、二级涡流器、头部套筒、喷嘴类型等与燃烧室点火、灭火边界的关系；得出了采用A型一、二级涡流器和套筒、两级涡流器反向及直射式喷嘴组合时有较好的贫油点火、灭火边界与较宽的点火-灭火范围的结论。     

膏体推进剂发动机试验

通过发动机试验系统,进行了膏体推进剂发动机热格栅点火试验和多次关机 启动试验研究。试验发动机带有供料装置,供料压强为7 5MPa,推进剂流量为51g s,喷管喉径为7mm,燃烧室平均压强约1 7MPa,总工作时间大于136s。试验获得了膏体发动机多次点火的特性参数和进行多次关机 启动的压强曲线。试验结果表明:选用的膏体推进剂具有很好的热格栅点火性能,点火参数分布较均匀;膏体发动机具有良好的能量可控性。     

燃烧室电火花点火模型

为了准确掌握影响航空发动机燃烧室点火边界的关键因素,并建立燃烧室点火边界预测模型,对单头部燃烧室的点火过程及点火边界进行了试验与理论研究。获取了燃烧室点火过程的火核生成与传播特性曲线,形成了拓宽燃烧室点火边界的优化方法,基于点火恢复时间建立了燃烧室点火边界预测模型,并对预测模型的精度进行验证。结果表明:提高喷嘴雾化性能是提升点火性能的最有效途径,点火模型预测结果与试验结果相符度较好,模型的最大误差小于20%,满足燃烧室工程设计需要。      

固体火箭发动机的一种点火药量估算方法

针对传统经验公式估算点火药量存在的不足,从固相点火理论出发,推导得到固体发动机点火药量的计算公式.对不同配置的固体火箭发动机进行点火药量验算的结果表明,该公式估算的点火药量与发动机真实试验药量基本一致,估算精度明显优于传统经验公式,且公式通用性较好.      

H2/空气/NOx混合物的自动点火——温度与压力的影响

本文研究目的是确定在有NO_x的情况下温度与压力对H_2-空气点火延迟的影响.这里,点火延迟定义为由一均匀的、可燃的燃料-空气混合物在没有外界点火源的情况下形成火焰所需要的时间.在本文的研究中,是用H浓度达到峰值所需时间来表示的.在有NO的情况下压力与温度对H_2-空气点火延迟的影响示于图1.该图显示了在NO浓度达到约0.5%之前,在低温下添加NO会减小点火延迟.继续添加NO则引起点火延迟增加,甚至超过无NO时的点火延迟值.图1还显示了在较高压力和较低温度下添加NO的影响是很显著的.而且,NO不再影响点火延迟的温度随压力而增加.NO的影响是由于反应式32(见表     

固体火箭发动机点火药颗粒点火过程流固耦合特性研究

为了研究点火药颗粒点火瞬态过程中流动与燃烧特性及点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响,以N-S方程、k-ε湍流模型为基础,采用颗粒轨道模型建立点火药颗粒点火模型,结合流固耦合方法分析点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响.通过与相关试验结果对比证明计算模型可靠,然后对固体火箭发动机点火药颗粒点火过程进行仿真计算,计算结果...     

多推力室的气动谐振点火器研究

为了满足多推力室多次同步点火的需要，通过大量的空气气动谐振加热实验和理论分析，研究了两种利用气动谐振点火技术的多推力室点火器，即多管点火器和小点火器，给出了两种点火器的系统结构、试验参数以及部分试验结果。这两种点火器都能在1秒内提供不同流量的火焰燃气，分别适用于较小推力室和较大推力室的点火。在实验室中进行的多次点火试验结果表明，这两种点火器都可以可靠地进行海平面上多推力室的多次同步点火。     

同轴氢氧谐振点火器试验研究

在环形喷嘴气动谐振加热的试验研究基础上,对同轴氢氧谐振点火器进行了点火性能试验和反压试验研究,结果表明:点火器能为液体火箭发动机可靠点火提供强大热流;能重复多次点火,寿命长;点火器抗系统干扰能力强,点火器出口反压快速增长时,点火器不会熄火,仍能持续提供稳定的氢氧火炬。非电钝感的同轴氢氧谐振点火器可作为正在研究发展中的可重复使用液体火箭发动机多次点火的优选方案之一。