膏体推进剂点火和燃烧特性的实验研究

膏体推进剂的点火和燃烧特性是发动机设计的重要参数。本实验研究给出的PEPA／AP膏体推进荆自燃温度约为150℃，容易点燃；在工作压强大于0．6MPa时的燃烧临界直径小于1mm。在发动机工作状态下的燃速与静态燃速一致。预计该推进剂适合于多次起动的发动机。     

固体火箭发动机激光点火装置研究

介绍了激光点火器的工作原理、结构及试验结果。已研制成功的激光点火器输出能量不小于1.0J，结构质量不大于0.9kg，实现了双路点火，其安全性、可靠性比传统的电能点火器有了很大提高，该装置已具备了固体火简发动机点火的实际应用功能。     

点火增压过程中体积模量对药柱结构分析的影响

根据点火过程中压强-时间和压强-体积模量变化规律,得出了药柱体积模量随时间的变化规律。应用该规律分别进行药柱弹性和粘弹性分析,得出了泊松比变化情况,并与体积模量为常数的分析结果对比;进一步应用弹性有限元分析整个点火过程中圆管药柱内孔周向应变变化情况,探讨了点火过程中体积模量对药柱结构分析的影响。分析表明,压强对拉伸模量影响不大,体积模量增大相当于泊松比增大,粘弹性剪切松弛模量可由近似公式求得,对药柱进行点火过程弹性或粘弹性分析时,应考虑体积模量随压强变化的影响。     

反推发动机点火控制高度及其随机偏差分析

文章首先对着陆缓冲阶段、反推发动机工作期间物伞系统的运动方程进行推演,得到反推发动机点火控制高度的显式表达;然后据此显式表达,利用计算机模拟法、借助MATLAB统计工具箱对点火控制高度受各项显式因素的影响进行偏差分析,用均方根方法考虑进非显式因素造成的偏差。     

基于高速摄影图像处理统计分析的点火过程试验

针对空气来流马赫数为2.1、总温为846K,总压为0.7MPa的条件下凹腔内的强迫点火过程,利用高速摄影观测了凹腔主动喷注方式的乙烯强迫点火试验.基于高速摄影图像的合成分析和概率统计,提出了能够定量分析出点火过程凹腔火焰稳定和燃烧室火焰分布的试验研究方法;利用该研究方法,采用主动喷注方式在全局当量比为0.15和0.17(相应的主动喷注当量比分别为0.04和0.06)的条件下,对比研究了采用凹腔后壁面喷注的喷注方案和采用凹腔前壁喷注和后壁面喷注相结合的喷注方案的点火试验过程;定量分析了这两种喷注方案点火后的凹腔火焰稳定和燃烧室内的火焰分布.当凹腔主动喷注当量比为0.04时,点火凹腔内并没有形成良好的局部压力反馈,火焰在点火凹腔内常以不连续形式稳定存在.当主动喷注当量比达到0.06时,整个燃烧室的火焰分布要更加均匀.针对超声速来流条件下的点火过程瞬态图像,该方法能够有效地开展定性分析和定量研究.      

湍流模型及施密特数对点火位置的影响研究

准确预测燃料和空气湍流混合水平对精确模拟发动机性能至关重要.通过对Burrows&Kurkov氢气顺喷经典算例的数值模拟,研究了湍流模型和湍流关键参数(施密特数)对氢气和空气的混合程度以及点火位置的影响.数值结果表明:湍流模型对点火的位置具有一定的影响,其中Menter SST k-w湍流模型计算结果与实验值总体吻合最好;湍流施密特数严重影响着氢气和空气的混合程度以及燃烧流场的点火位置,其中Sct=0.5能满足大部分超燃冲压发动机燃烧算例的数值模拟.     

运输类飞机燃油系统点火源防护相关适航限制研究

燃油箱爆炸对航空安全构成持续不断的严重威胁。通过对运输类飞机燃油系统点火源防护的适航限制相关条款要求、咨询通告的分析、研究,梳理了燃油系统点火源防护相关适航限制的制定流程、考虑;并对典型机型的燃油系统点火源防护相关适航限制进行了分析。可为运输类飞机燃油系统点火源防护相关适航限制的制定提供参考。     

催化重整反应在乳化油着火过程中的研究

1引言掺水燃烧技术有着广泛的应用前景[1],少量水的加入可以同时降低NOx与碳烟颗粒的生成,而不影响其燃烧效率,但也有掺水后着火时间变长的问题。燃烧过程是决定燃烧效率与排放物生成的关键过程,催化重整反应能够有效地缩短掺水燃料的着火时间。同时催化反应能够产生少量的氢气     

一种自激式催化点火的试验研究

针对影响催化点火的关键性因素，研究了一种简易可行的自激式催化点火装置。该装置采用具有高电阻的催化床，直接通电加热，从而大幅度降低来流混气的点火温度，降低点火能耗及缩短点火延迟期，可作为冲压发动机和涡喷发动机的辅助点火装置。     

基于简化机理的四冲程点燃式活塞发动机爆震燃烧数值模型

爆震问题是限制发动机性能发挥的关键问题之一,因此针对性地构建四冲程点燃式活塞发动机爆震燃烧模型探究爆震燃烧的机理具有十分重要的意义。基于四川大学提出的73.0%(质量分数) 正十二烷, 14.7%1,3,5-三甲基环己烷和12.3%正丙基苯组成的RP-3航空煤油的三组分替代模型,采用先简化后合并的思路,应用直接关系图法（DRG）、基于误差传递的直接关系图法（DRGEP）、奇异摄动法（CSP）等简化方法构建了包含127种物质、360步反应的RP-3航空煤油简化机理,通过与详细机理的滞燃期预测结果对比,发现初始温度900-1200K范围内,简化机理与详细机理的滞燃期预测结果误差在30%以内,验证了简化机理的有效性。在此基础上基于CONVERGE平台,采用G方程耦合化学反应动力学机理的方法构建了基于简化机理的四冲程点燃式活塞发动机的爆震燃烧数值计算模型并校核,最后基于模型模拟了发动机的爆震燃烧过程。结果表明：采用RP-3航空煤油简化机理耦合三维数值计算构建的爆震燃烧数值计算模型能够有效地模拟四冲程点燃式活塞发动机爆震燃烧过程末端混合气自燃现象,体现爆震燃烧过程中缸内平均参数的变化特征,描述缸内压力、温度及中间物质空间分布的演化情况。