凹腔火焰稳定器布置方式对超声速燃烧点火的影响

在来流马赫数2．64、总温1300K、静压83．3kPa的条件下,通过在燃烧室内安装不同数目的凹腔火焰稳定器来改变燃烧室构型．研究了火花塞点燃氢气、氢气引导火焰点燃煤油、煤油和氢气燃烧火焰点燃更多煤油和煤油稳定燃烧过程。结果表明,小扩张角段更易实现点火;异侧布置的两个凹腔,即使一侧凹腔上未喷射燃料,也具有增强点火和火焰稳定作用;同侧布置两凹腔距离过近不利于点火;燃料着火能力随凹腔数目的增多而增强。     

双燃烧室固体燃料超声速燃烧研究

为了研究亚/超燃空气流量比、空燃比、二次燃气入射角度和等直段长度等因素对燃烧室性能的影响,对固体燃料双燃烧室内流场进行了仿真研究,并开展了固体燃料双燃烧室超声速燃烧原理性验证试验。研究表明,存在最佳的亚/超燃空气流量比,使得燃烧室性能最佳;减小空燃比,尤其是采用二次燃料喷射,增加等直段长度,均可以提高燃烧室的燃烧效率;试验表明,固体燃料在超燃室内能够成功点火,并建立正常的超声速燃烧。     

火箭发动机燃烧室的点火系统

火箭发动机燃烧室点火系统含有一个装有第一燃料组分的第一燃料箱和一个装有第二燃料组分的第二燃料箱，两个燃料箱在火箭发动机内是分离的。各自的燃料组分供给管(3、4)位于点火器和相应的燃料箱之间。     

超声速燃烧室燃烧压力影响因素试验研究

采用试验研究的方法．在模拟飞行高度25km、来流马赫数6的情况下．在直连式试验台上对超燃冲压发动机燃烧室压力影响因素进行了初步研究。结果表明．燃料喷射位置的变化,改变了燃烧室内的放热区域,从而影响了燃烧室内的压力分布;在一定燃料当量比范围内．当量比越大燃烧室压力越高,但是当量比与燃料喷注压降耦合影响压力分布;在燃烧室后段设置深凹腔有利于提高燃烧室压力。     

碳氢燃料双模态超声速燃烧的点火稳定分析

对于Ｍａ＝４￣１０的巡航飞行器的动力装置,使用碳氢燃料优于氢,但它的难点是低温超声速气流中的点火与稳定。为此提出多种方案及措施。例如等离子火炬、氢预燃室、热力喉道等,其中在燃料室设置壁龛是一个有效的方法。     

轴对称凹腔燃烧室点火影响因素的试验研究

对采用凹腔作为火焰稳定器的亚燃燃烧室进行了点火试验研究.通过考察不同的凹腔结构及其组合方式、煤油喷注方式,分析了凹腔大小、火焰的轴向、周向传播对点火性能的影响.结果表明,点火瞬间的凹腔有效储能大小来源于轴向容积比率;凹腔内的轴向火焰传播是火焰发展的主要机制;在凹腔前方壁面以使喷油能使凹腔内维持合适的燃油浓度分布,是可靠点火的前提.     

固体燃料双燃烧室冲压发动机研究

双燃烧室冲压发动机是超燃冲压发动机研究的一个重要方向,有很高的应用价值.文中对一种固体燃料双燃烧室冲压发动机进行了性能计算和试验研究,分析了亚燃流道和超燃流道的部件特性和特征参数对发动机总体性能的影响.计算结果表明,在所研究的范围内,超燃流道主要影响发动机性能,亚燃流道主要作用是点火和稳定燃烧.开展了发动机地面试验,亚燃/超燃点火和燃烧组织稳定,验证了固体燃料双燃烧室发动机方案的可行性.     

超音速燃烧室煤油强迫点火试验研究

利用氢氧燃烧加热脉冲风洞, 探索了在超音速燃烧室进口Ma=2、总温T0＝960～1 420K条件下,使煤油实现点火和稳定燃烧的方法.分别使用火花塞+先锋氢火焰、火花塞+先锋乙稀火焰,完成了壁面喷射方式的超燃燃烧室煤油点火与稳定燃烧直连式实验,实现了煤油的强迫点火和稳定燃烧.研究表明,在燃烧室进口Ma=2、总温T0＝960K时,采用火花塞辅助氢气点火可实现煤油的点火和燃烧.     

超燃冲压发动机燃烧室内的超声速纵涡流效应

实验研究了过去在非燃烧条件下研究的相互逆转的纵涡流。探讨了在向纵涡流内喷射燃料进行燃烧时纵涡流的形成过程以及促进混合／燃烧的效果。介绍了实验装置、实验结果及其分析。     

循环参数对涡轮级间燃烧室发动机性能影响

文中采用变比热部件法建立了某型涡轮级间燃烧室发动机性能仿真程序,对比分析了风扇增压比、高压压气机增压比、涵道比、涡轮前温度等主要循环参数对涡轮级问燃烧室发动机和常规发动机性能参数的影响.结果表明:这些循环参数变化时,涡轮级问燃烧室发动机单位推力增长幅度较大,耗油率性能变化曲线趋于平缓,发动机综合性能提升,循环参数的可供选择范围变宽.     

波瓣掺混装置结构参数对SPATR燃烧室性能影响仿真研究

对某波瓣掺混装置不同结构参数工况作用下的SPATR燃烧室掺混燃烧流场进行数值研究,分析了单一结构参数变化对燃烧室性能的影响,并在此基础上进行了不同结构参数组合对燃烧室性能影响的综合分析。结果表明:波瓣外涵与内涵宽度比,长高比和切扇方式对燃烧室温升影响较大,波瓣长高比、内涵与外涵倾角比对燃烧室总压恢复系数影响较大;波瓣掺混装置结构参数的优化设计需要考虑燃烧室空燃比和长径比等因素的影响。     

对小型固体燃料冲压发动机燃烧室的研究

本文介绍了对小尺寸固体燃料冲压发动机(SFRJ)燃烧室进行的实验研究和理论分析。实验使用25kw电空气加热器静态试验系统模拟飞行器在海平面以3 Ma飞行时的空气温度、压力、并且还可以测量压力、空气温度、发动机推力和排气组分。由于试验中用透明性好的聚甲基丙稀酸甲脂燃料(PMMA),故可以进行连续录相,清楚地观察燃料的局部燃面减少情况以及瞬时点火燃烧现象。试验结果证明燃料的燃烧效率较高,并取得了燃料特有的局部和平均燃面下降率之间的关系。分析研究是为了验证在固冲发动机燃烧室中影响燃料燃面下降性能的主要机理。文中还指出,相对大燃烧室而言,在固冲发动机中,由于低雷诺数形成的特定条件,而在燃烧室中出现了比附面层中更强烈的突然扩展热交换的影响。这可能使得燃料燃面下降情况主要由突扩特性所支配。另外,通过对小固冲发动机中特有的燃面下降机理分析连同测量值、数据分析可以得出燃面下降近似按指数规律增加的结果。     

限燃涂层对点火瞬间状态控制的研究

点火瞬间状态的控制是高性能固体火箭系统设计中遇到的一个关键问题，通常在研究试验过程中，对发动机初样设计要进行改进设计以去除不理想的点火状态，为解决这些问题，研究了一种实用的控制方法，即限燃涂层法。描述了限燃涂层对点火瞬间状态的控制效果，最终提出了限燃方式设计的通用方法。     

火炬式电点火系统点火能量的正交试验研究

点火技术研究是实现低温液体火箭发动机多次启动的关键,而点火能量研究是确保点火可靠的前提。基于所设计的低压式点火系统方案,给出点火系统所能释放能量的计算过程;运用正交试验法探究氧入口压力、氧入口温度、氢入口压力、点火系统推进剂总流量以及点火室混合比等因素对点火能量的影响规律与影响趋势。结果表明：点火室流量对点火能量的影响程度最大,氢入口压力对点火能量的影响程度最小;随着氧入口温度、氢入口压力和点火室推进剂流量的增大,点火能量均呈增大趋势;随着氧入口压力和点火室混合比的增大,点火能量均呈减小趋势。     

药柱参数对燃烧室内弹道的影响规律研究

为了完善鱼雷动力系统燃烧室药柱选型和参数匹配设计体系,以某型热动力鱼雷采用的燃烧室药柱为对象,建立了药柱燃烧方程,在仿真试验基础上结合性能验证试验,获得了不同药柱参数对内弹道特性的影响规律:在引燃药参数中,燃速压力指数对燃烧室峰值时间和峰值压力的影响最大;在主药柱参数中,燃速压力指数对燃烧室峰值压力、燃烧室内压稳定值和药柱燃烧时间的影响最大,主药柱初始外半径对燃烧室峰值时间的影响最大。试验结果表明,建立的模型和研究结果满足工程研制需要,可为燃烧室药柱的设计和优化提供理论依据,为燃烧室内弹道特性预估提供技术支撑。     

复合等离子对膏体推进剂点火应用研究

根据膏体推进剂火箭发动机点火的要求,提出了复合等离子点火的方案,针对等离子点火的特点,采用电晕和电弧双等离子复合工作模式,研制了一套等离子点火系统,并进行了相应的点火试验.结果表明,该方案点火系统引弧率高、功率大、可靠性好,复合等离子点火时间较常规的点火药点火时间长,不会出现火药点火中的初始压力峰值.可以满足膏体推进剂火箭发动机多次点火的要求,达到了设计的最初目的.     

先进旋涡燃烧室钝体结构参数选择的数值分析

为确定先进旋涡燃烧室前后钝体结构参数的最佳匹配关系,运用数值模拟方法对不同钝体结构参数影响下的燃烧室冷态流动进行了研究。结果表明,模型Ⅰ中的钝体布置方式具有较好的流动特性,且当钝体结构参数当量比为H1/H2=0.7、S/H1=0.6时,凹腔内旋涡稳定性高,燃烧室总压损失系数小;AVC结构参数的选择不能完全照搬TVC稳定驻涡形成结构关系式,需要区别对待。     

固冲发动机补燃室内硼颗粒点火和燃烧数值研究

采用颗粒轨道模型进行了含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:进入头部回流区的硼颗粒能够快速点火,并且颗粒直径增大后,点火时间增加,颗粒燃烧效率显著降低.     

横向过载对固体火箭发动机推进剂点火建压过程的影响

大过载下固体火箭燃烧与流动状态的剧烈变化会导致内弹道出现异常,严重时可能会引起发动机点火失败。为研究横向过载时点火内弹道特性,建立囊括流场惯性过载效应、过载燃烧效应和侵蚀燃烧效应的点火模型。对不同横向过载下燃烧室压力和侵蚀与过载效应燃速增速占比进行计算,并给出了推进剂火焰传播速度与升压速率的关系。结果表明：正向过载下压力峰值增加,负向过载下压力峰值降低;正向过载下,推进剂前段主要由过载效应影响,后段主要由侵蚀效应影响;正向过载加剧下游侵蚀效应,而负向过载对推进剂的燃烧起削弱作用,但程度较弱、持续时间较短;火焰传播速度峰值时刻、推进剂表面首次全部点燃时刻和升压速率峰值点时刻几乎一致,工程上可以用实验中获得的升压速率分析推进剂表面燃烧状况。