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.     

超高燃速多孔推进剂发动机的点火特性

超高燃烧多孔推进剂比常规推进剂点火困难，需要合理调整影响点火性能的参数。研究了推进剂密度、点火空间、喷喉尺寸、喷管堵盖材料和厚度、点火药量和种类对超高燃速推进剂发动机点火特性的影响，并确定了关键因素，得到了良好的综合点火性能。     

蒸发管供油的单驻涡燃烧室贫油点火试验

针对一种采用蒸发管供油的矩形单驻涡燃烧室试验段,采用高能电嘴直接点火方式,通过改变电嘴位置,电嘴深入到凹腔深度和电嘴能量,在不同主流工况下进行点火试验,找出针对特定结构和进气方式驻涡燃烧室的最佳点火位置。试验结果表明:这种结构的单涡燃烧室在主流温度623～723K,马赫数0.3～0.55范围都可以点火成功;主流温度增高以及电嘴能量增大有利于点火;电嘴深入凹腔深度增加并不能一定有利于点火;不同的点火位置表现出了不同的点火规律。     

煤油／空气吸气式脉冲爆震发动机试验研究

在内径50mm的吸气式无阀脉冲爆震发动机模型机上,以煤油为燃料,空气为氧化剂,成功进行了两相脉冲爆震试验。研究了煤油／空气推进剂的点火、起爆过程与特点,发现燃油粒度对PDE的点火-起爆影响至关重要。粒度较小时无论煤油是否加温均可成功生成爆震;而提高燃油温度有利于煤油的快速点火和加速火焰传播速度,但在燃油粒度较大时没有生成爆震。与汽油／空气推进剂相比,煤油／空气PDE起爆难度较大,且点火-起爆时间显著增加;随着频率增加,两者的点火-起爆时间差值逐渐减小。     

真空应用电火花点火的氢氧发动机设计与试验

为研究某大推力氢氧发动机真空羽流效应,设计采用火炬点火方式的60N缩比氢氧发动机.通过球头密封声速喷嘴组件控制流量,使真空下每个声速喷嘴组件减少3个密封面.进行真空点火方案设计,从理论上证明电火花点火的可行性.设计试验系统并进行地面及真空环境下的热试车,试车结果表明:燃烧室压力达到额定压力为0.6MPa时,发动机热防护结构良好,试验系统设计合理,真空电火花点火方案可行,为进行真空羽流效应研究奠定基础.      

加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究

为了分析燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系,通过模拟试验,开展了热射流点火的燃油在高温高速气流中自燃规律的研究,经分析得出:气流温度对自燃有明显影响,在模拟的范围内存在1个自燃温度临界点(1160 K);气流温度、气流压力的升高使自燃延迟距离和延迟时间减小;气流速度的增大使自燃延迟距离增加。研究结果为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统等的设计提供初步试验依据。     

二甲苯点火延迟时间和燃烧发射光谱测量

为了研究二甲苯三种同分异构体的点火特性,获得该燃料燃烧反应重要自由基OH,CH和C2的变化信息,在化学激波管中利用反射激波点火,点火温度1224~1478K,点火压力0.18~0.21MPa,燃料当量比1.0,由单色仪光谱系统测得了二甲苯/空气的点火延迟时间,并用ICCD瞬态光谱探测系统测得了点火温度1440K时对二甲苯/空气燃烧的时间分辨瞬态发射光谱。实验结果表明:对二甲苯点火延时对温度的敏感程度最高,邻二甲苯和间二甲苯的点火延时对温度的敏感程度相近;在相同实验条件下,间二甲苯和对二甲苯的点火延迟时间比较接近,邻二甲苯的点火延迟时间最短。在对二甲苯燃烧反应中,OH,CH和C2自由基一旦出现很快达到其浓度峰值,但各个自由基的消失过程各不相同,CH和C2自由基存在的时间很短,且相对浓度变化趋势几乎完全一致,而OH自由基持续时间最长。     

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。      

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。      

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。