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。     

催化点火器用网管状态对性能的影响

某航空发动机的加力燃烧室采用催化点火器点火.催化网管是点火器的关键部件.本文在网管表面状态对性能的影响方面进行了研究.试验证明,镀层表面的孔隙度对网管的性能有一定影响,但最主要的因素应是表面镀铂层的纯净性.     

旁路式、长明灯两相加力点火系统的研制

研制成一种用于涡喷发动机的旁路式、长明灯两相加力点火系统。这种点火系统特别适用于全锥加力燃烧室结构,以改进加力燃烧室性能;并能以长明灯方式工作,提高了加力燃烧室工作稳定性。点火器及喷嘴的研制是本系统的基础,而加力点火供油调节和状态调节系统的改进是研制成功的关键。     

点火延迟时间测量系统的研制

自行研制的催化点火器点火延迟时间测量系统使用微机技术、实时在线测量,测试精度高、系统稳定可靠,并完成了多批次国产催化点火器的鉴定工作。稍加改装,还可用于各类点火系统的点火延迟时间测量。      

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。     

全环回流燃烧室等离子体点火试验研究

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。     

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。     

药盒式点火器特性的研究

药盒式点火器的工作过程可分为电引火头发火期,点火器发火期和点火药燃烧期三个时期。文中利用集总参数法分析了电引火头的点火电流、点火能量和桥絲温度的瞬态特性。报导了赛璐珞药盒点火器各延迟时间的试验测量结果,并考察了点火药量(或点火药装填密度),点火药和电引火头种类,电引火头数目以及试验温度等对延迟时间的影响。结果表明,在合理设计的药盒式点火器的整个工作时间中,点火药燃烧期一般占65％以上,而点火器发火期和电引火头发火期所占比重较小,前者略长于后者。     

新型空气/酒精火炬点火器设计及试验

为满足燃烧装置对点火系统低时序控制精度和运行参数宽范围可调的需求,设计了一种能够在宽油气比范围内工作,且对燃料和氧化剂注入时序要求较低的空气/酒精火炬点火器。该火炬点火器利用气泡雾化喷嘴组织燃料雾化,采用电嘴进行点火,开展了不同气液质量比和当量比下火炬点火器的热态调试,并将其作为点火装置应用于燃烧加热器开展点火试验。结果表明：火炬点火器在空气注入稳定后即可注入燃料点火起动,对燃料和氧化剂注入时序要求较低;在气液质量比5.73%~19.56%和当量比0.51~2.48内,火炬点火器均能实现快速点火和稳定燃烧,具备点火参数在较宽范围内调节的能力;将火炬点火器应用于燃烧加热器,可迅速点燃主气流,在燃烧加热装置上有良好应用前景。     

一种气氧/气甲烷火炬式电点火器方案研究

针对液氧/甲烷发动机多次启动时推力室点火,对一种气氧/气甲烷火炬式电点火器开展了研究,进行了方案设计,确定了点火室压力、点火器混合比以及冷却方式,开展了多次点火试验,验证了气氧/气甲烷的点火混合比范围,获得了点火特性,并同时验证了多次点火能力及点火重复性,证明方案基本可行。在试验件分解后发现火花塞端面和引火管存在局部高温过热区域,对点火器点火过程以及燃烧传热过程开展仿真,确定了高温烧蚀出现的机理,并明确了结构改进优化的方向。     

改进型一体化加力燃烧室方案的数值模拟

针对传统加力燃烧室质量过大与非加力状态下流动损失巨大的问题展开了设计研究,提出了一种改进型一体化加力燃烧室方案,取消了常规的钝体稳定器,采用了内突扩中心锥的火焰稳定结构.采用了数值模拟的方法研究方案的性能.结果表明:该方案对入口参数不敏感;在所有研究的工况条件下,3种方案总压恢复系数均高于0.96,加力燃烧室的效率接近0.90;采用波瓣混合器的方案具有最佳的总体性能.      

光纤火焰监测装置研制及应用

介绍一种高温及红外辐射环境中的火焰快速监测新技术。应用此技术研制的国内首套加力点火器内部火焰光纤监测装置，成功地应用于工程实验测量，解决了一项加力燃烧室测试难题。此类装置已成为发动机加力点火器出厂检验及实验中的一种必备的监测设备     

接力喷嘴不同径向高度和方位角对加力燃烧室 热射流点火性能的影响

为了研究不同热射流点火状态下的燃烧性能,针对采用波瓣混合器的某型航空发动机加力燃烧室,基于N-S方程建立了3维数值计算模型,得到了接力喷嘴径向高度和方位角对加力燃烧室流场、燃烧特性和流阻特性的影响规律。结果表明:随着径向高度增加,热射流火焰传播距离逐渐减小,传播到稳定器下游区域从内涵逐渐向外涵移动,且稳定器壁面高温分布区域逐渐减小;随着方位角增大,热射流火焰径向穿透深度逐渐增大,且稳定器壁面高温区域逐渐减小,在方位角α=0°和α=5°时稳定器壁温最高,为1450 K左右;在加力燃烧室出口截面上,径向高度和方位角对无量纲总压影响不大,整体小于0.005。     

一体化加力燃烧室冷态流动特性数值研究

将混合扩压器与火焰稳定器融为一体设计,并引入外涵冷流对高温结构件进行强化冷却,采用数值仿真方法,对比分析入口涵道比（0.278~0.583）和总温比（0.418~0.464）对一体化加力燃烧室中流动特征及其冷却性能的影响。结果表明:在研究参数范围内,大部分外涵冷流冷却隔热屏或直接进入加力燃烧室参与混合,仅有少部分进入火焰稳定器和联焰器,对其下游回流区没有影响,便于组织燃烧与稳定并传播火焰;外涵气流的流量分配对涵道比和温比变化不敏感;涵道比增加,特征面的流量系数下降约6.2%,总压恢复系数下降约3.2%,但是沿程热混合效率增加约6.1%;火焰稳定器的冷却效率随涵道比增加而提升约37.2%,但是其表面峰值温度降低不明显;温比对于该结构的流动特征与冷却特性影响都很小。      

整流支板和火焰稳定器的一体化设计加力燃烧室 性能的数值模拟

针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明：该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1／5,并使加力内锥壁温降低33．3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。     

进气道出口截面形式对补燃室掺混性能的影响研究

为研究进气道出口截面形式对补燃室掺混气动特性和燃烧性能的影响，本文对双下侧布局形式的固冲发动机内流场进行数值模拟，对比分析了补燃室相同压比下两种不同进气道出口截面形式在不考虑燃气的混合和反应时掺混段的气动特性和考虑燃气反应时补燃室的燃烧性能。结果表明：两股空气掺混过程中，研究的两种进气道出口截面方案的整体总压损失大致相同，但进气道圆形出口截面的掺混段内流线表现为不稳定的螺旋点形态，相比于方形出口截面的掺混段，其使气流掺混更剧烈，短距离内掺混已经很均匀，且旋流强度小；在考虑燃烧时，进气道圆形出口截面对应的补燃室出口总压恢复系数比方形截面的高约2%，方形进气道出口截面的补燃室出口截面总燃烧效率为95.58%，而圆形截面的达到99.86%。     

空气/煤油火炬点火器设计及试验

为解决超燃冲压发动机点火难题,设计了一种以空气和煤油作为氧化剂和燃料的火炬点火器。点火器能量设计为300kW,空气和煤油的设计流量分别为98.9g/s和6.7g/s。采用软件CHEMKIN4.0对不同当量比条件下点火器出口气流参数进行了计算,将点火器的工作状态优选为富氧模式。煤油从点火器端面经旋流喷嘴注入,空气分为一次喷注和二次喷注两个支路,采用普通汽车火花塞点燃空气煤油混合物。建立了试验系统,压力测量和摄影图像表明该点火器能够在当量比在0.3~1.3范围内可靠工作。点火器的起动时间约为0.9s,火焰长度约为30cm,存在高频率小幅值脉动燃烧现象。试验表明该点火器能够可靠点燃超燃冲压发动机。      

一种一体化加力燃烧室的数值模拟

为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明:在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流区;截尾支板结构不仅起整流支板的作用,还能够起到火焰稳定器的作用;燃烧效率在90%～93%之间,流阻系数约为0.26;在所研究的工况下总压恢复系数均高于0.975,且主要的总压损失集中在截尾支板及分流环凹腔处。      

基于气动谐振点火器的氢氧变轨火箭发动机地面点火试验

结合气动谐振点火器进行头部设计的氢氧变轨火箭发动机是一项新颖化学火箭推进技术,尤其适于空间站应用。在对适用于发动机头部结构方案的同轴氢氧谐振点火器进行大量特性试验研究的基础上,先后成功进行了发动机头部点火,发动机整体的单脉冲、双脉冲以及3.0s稳定燃烧几种工作状态下的多次试车试验,研制出满足相关技术要求的发动机地面试车样件。      

N2O混合火箭发动机的催化点火研究

利用N2O催化分解原理,设计了一个用于启动N2O混合火箭发动机的催化点火器。试验表明,在催化剂被加热到400~600℃左右后,该点火器可以成功启动N2O/有机玻璃(PMMA)混合火箭发动机。在切断氧化剂供给,节流关闭发动机后,可以通过再次加热催化室重新实现发动机的启动,在节流时间较短的情况下也可以直接打开氧化剂阀门,利用催化室余热多次启动发动机。