简单循环与回热循环燃气轮机变工况特性

针对某简单循环燃气轮机和回热循环燃气轮机建立了性能计算数学模型,并以Newton-Raphson法进行求解,对各自的变工况性能进行计算、分析及对比.研究结果表明:在工作参数相同的情况下,简单循环燃气轮机做功能力强于回热循环燃气轮机,但是前者的效率远远低于后者;涡轮进口温度自设计点降低时,回热循环燃气轮机效率降低幅度更大.对于简单循环、回热循环燃气轮机,环境温度降低使燃气轮机的输出功率和效率增加,但压气机喘振裕度降低;环境压力升高有助于提高燃气轮机的做功能力,使经济性以及稳定性更好.这些研究结果可以为航机陆改燃气轮机的变工况运行提供有益的参考.      

基于柴油-蒸汽重整的化学回热循环热力计算

为了推进化学回热循环燃气轮机应用于船舶推进系统,应用最小吉布斯自由能法建立柴油-蒸汽重整反应计算模型并基于此模型分析化学回热循环燃气轮机的热力性能。使用甲烷-蒸汽重整反应结果验证该方法的可行性,计算结果和实验对比主要产物产量最大误差为3.44%。使用该方法计算柴油-蒸汽重整反应,计算后燃料折合热值提高了38.9%;循环效率得到提升。根据柴油-蒸汽重整反应计算结果计算了燃机的燃烧室出口温度为1375.3K,较简单循环的1542.8K降低了167.5K,较低的燃烧温度可以降低NOx的生成量。经过验证,在所选定的计算状态,烟气余热能量足够产生系统所需的水蒸汽。     

CRGT循环燃气轮机性能仿真

采用VC和MATLAB混合编程方法,进行了不同循环燃气轮机的变工况性能分析.其中,采用修正工程算法编制了工质热力性质计算程序,采用反向传播(BP)神经网络法建立了压气机和涡轮部件特性计算模型,采用模块化建模方法建立了简单循环、蒸汽回注(STIG)循环和化学回热(CRGT)循环性能仿真模型.仿真结果表明:在保持燃机几何结构和设计功率不变的条件下,STIG循环和CRGT循环均能降低燃气初温和提高循环热效率.其中,简单循环的热效率为35.16%,STIG循环的热效率可达到45%,CRGT循环的热效率可达到52.8%;为了进一步提高该型燃机的应用潜力和使用范围,可以将该型CRGT循环燃气轮机用于海水淡化应用中.      

航天器核动力推进系统热力学性能研究

作为未来航天能源重要候选的以CO_2为工质的布雷顿循环空间核动力系统,目前在热力循环分析的研究方面有待深入。以钠冷快堆超临界CO_2布雷顿循环作为分析对象,针对不同工质最高循环温度下的循环效率以及不同的增压比和低温回热器冷端温差对循环效率的影响进行了研究。通过建立CO_2实际气体的RK方程和焓表达式,得出了输出功率随增压比的变化规律。研究结果表明提高循环最高温度和增压比均能有效提升循环效率,但提高增压比将影响回热器的回热效果,而较低的增压比会使高温回热器热负荷显著增加,合适增压比范围为3.0~3.2。     

逆流管翅式空气预冷器及其流动换热计算方法

空气预冷器用于在短时间内将高温来流空气高效冷却，是预冷吸气式空天发动机的核心部件。提出一种逆流管翅式的空气预冷器换热构型，经过与SABRE预冷器构型的比较，说明该新构型的预冷器可实现性更好。针对该构型，基于换热单元内部热通量平衡的基本假设，提出了一套流动及冷却效果的计算评估方法，考虑了冷却剂以及空气的流动摩擦损失。为解决以复杂碳氢燃料为冷却工质的空气预冷器设计难题，高温空气物性的计算使用NASA的物性拟合公式，碳氢燃料冷却工质及其裂解产物的物性计算，采用组分替代模型结合SUPERTRAPP物性计算子程序来实现；当燃料达到裂解温度后，采用燃料裂解机理计算更新燃料组分。此外为验证计算模型及程序的准确性，利用CFD软件与该程序进行同工况的比较计算，初步验证了该方法的可靠性，且采用本方法进行考虑碳氢燃料裂解的空气预冷器的典型工况计算，时间不超过30min。这一兼顾准确性和运算效率的新方法可用于逆流管翅式空气预冷器性能的快速评估。     

布雷顿-空气底部复合循环和外涵回热式燃气-空气轮机

介绍了俄罗斯新发展的一种外涵回热式燃机FTY-18ⅡC，这种燃机的外涵增压空气经与内涵燃机的排气换热后驱动热空气涡轮。该涡轮与内涵燃气动力涡轮共轴输出功率18MW，轴端热效率44％。对FTY-18ⅡC的布雷顿-空气底部复合循环方式与常规回热循环及LM2500的布雷顿-空气底部联合循环和WR21的间冷回热循环做了比较。估算了将斯贝MK202涡扇发动机改装成这种外涵回热燃机的最大功率为17．9MW，热效率为39．1％。     

布雷顿和卡诺热机循环性能比较(Ⅰ)定常态流恒温热源循环

研究定常态恒温热源热机循环性能，导出内可逆卡诺热机和布雷顿热机的最佳功率、效率关系和最大功率及相应的效率界限，并对这两种热机循环的最优性能进行了比较。理论分析表明，只有当工质的热容率趋于无穷大时，布雷顿循环才能达到卡诺循环的性能。数值计算显示，当布雷顿循环的工质热容率为高、低温侧换热器的热导率总量的1．5倍时，布雷顿循环的功率已为卡诺循环功率的99％以上。     

布雷顿和卡诺热机循环性能比较(Ⅰ)定常态流恒温热源循环

研究定常态恒温热源热机循环性能，导出内可逆卡诺热机和布雷顿热机的最佳功率、效率关系和最大功率及相应的效率界限，并对这两种热机循环的最优性能进行了比较。理论分析表明，只有当工质的热容率趋于无穷大时，布雷顿循环才能达到卡诺循环的性能。数值计算显示，当布雷顿循环的工质热容率为高、低温侧换热器的热导率总量的1．5倍时，布雷顿循环的功率已为卡诺循环功率的99％以上。     

超临界压力下碳氢燃料裂解与流动传热模拟的快速算法

为了快速预测发动机冷却通道内碳氢燃料在考虑热裂解时的流动传热特性,基于正癸烷热裂解反应机理,建立了一套模拟正癸烷裂解吸热和超临界压力传热现象的快速算法。采用三维物性库查表算法计算裂解反应混合物的热物性,同时对组分输运方程进行简化,简化后只需求解1个组分输运方程。通过与现有的实验和数值结果进行比较,检验了快速算法的计算效率和可靠性。结果表明,快速算法与求解全组分输运方程的算法精度相当,但计算效率提升了约20倍。最后采用该算法对三维矩形截面冷却通道内的超临界压力正癸烷裂解与传热过程进行数值模拟,进一步考察了本文快速算法的计算精度及其工程应用价值。     

中冷回热航空涡扇发动机热力循环初步分析

中冷回热航空发动机是在常规发动机循环基础上加入了中冷和回热两个环节,有效利用了发动机排放的热量,提高了热效率,降低了耗油率,是新概念节能环保发动机.利用MATLAB平台,建立了基于部件特性的三轴分排涡扇中冷回热发动机总体性能仿真模型.利用该模型对分排涡扇中冷回热发动机进行性能仿真计算和热力循环分析.计算结果表明:在相同的循环参数和单位推力水平下中冷回热航空涡扇发动机比常规循环涡扇发动机具有更低的耗油率.      

化学回热循环中工质热力性质的处理方法

采用VC和Matlab混合编程的方法,编制了CRGT循环中工质（水-水蒸气和空气-湿燃气）的热力性质计算程序。空气和干燃气的热力性质采用理想气体掺混模型,水和蒸汽的热力性质采用IAPWS-IF97标准模型,湿燃气的热力性质采用改进的工程计算方法进行处理。计算结果表明：该方法计算精度高、计算速度快。     

间冷循环热力学特征及参数化分析研究

间冷循环技术是大幅提升燃气轮机性能的有效手段。采用图解法分析了间冷热力循环的技术特征,并运用数学推导论证了间冷循环技术可以提高燃气轮机输出功率和热效率的本质。通过搭建数学模型,编制了计算程序,进行了燃气轮机简单循环与间冷循环参数化计算分析,重点进行了总体方案设计中压比分配原则的研究,并结合实际工程案例的参数分析予以佐证。结果表明:在低压和高压压比为0.3左右时,间冷燃气轮机的综合性能最佳。     

间冷回热循环航空发动机参数匹配研究

在常规大涵道比涡扇发动机热力循环基础上增加间冷过程和回热过程,发展了间冷回热循环航空发动机(IRA)的计算模型和相应的性能仿真程序.分析了采用间冷回热技术的分排大涵道比涡扇发动机的热力循环参数选择与匹配.结果表明:间冷度、回热度、外涵道间冷用气量、增压级和高压压气机压比分配、总增压比、涵道比等热力循环参数对IRA的性能有很大影响;合理应用间冷回热技术,并优化发动机热力循环参数匹配可以显著改善发动机的性能.      

恒温热源内可逆中冷回热布雷顿循环功率密度分析

用有限时间热力学方法分析内可逆恒温热源中冷回热布雷顿循环，由数值计算给出了燃气轮机功率密度特性，分析了循环各热力参数对功率密度的影响，并对最大功率密度和最大功率时循环的主要参数进行了比较．得出了最大功率密度设计的优点和不足。     

不可逆中冷回热布雷顿循环功率密度优化

用有限时间热力学的方法，在给定总热导率的情况下，以功率密度为目标，通过数值计算，对恒温热源条件下不可逆中冷回热布雷顿循环高、低温侧换热器的热导率分配和中间压比进行了优化，分析了不可逆性对循环功率密度特性的影响。     

一种小型全流量补燃循环火箭发动机实验装置

介绍一种新的液体火箭发动机动力循环型式—全流量补燃循环的概念及其相对于其它动力循环的优点。为研究这一先进的循环系统,设计了一套小型全流量补燃循环氢/氧火箭发动机实验装置。结合该装置的系统方案,对其进行一维管路计算;通过对2个预燃室进行热力计算,确定了其燃烧温度和预燃气体的热物理性质;在燃烧室压强和混合比大范围变化的情况下,对氢氧推进剂的比冲特性进行探讨,以此确定燃烧室压强为4.0MPa,推进剂余氧系数为0.75。最后估算出该实验装置所能产生的推力为4018.77N。      

基于技术参数评估的涡扇发动机总体性能设计分析

为了充分掌握各代涡扇发动机技术参数水平及其发展趋势,统计包括现役型号在内的15台2～4代涡扇发动机的总体性能参数、循环参数和部件参数,采用考虑涡轮冷却的总体性能计算和重量预测相结合的发动机技术参数综合评估模型并利用计算程序绘制趋势曲线,评估技术参数的发展趋势,结果表明技术参数逐年改善的趋势是比较稳定的,并用曲线趋势外推法取得下一代关键参数的定量数据。在此基础上探索下一代高推重比涡扇发动机可能的总体性能方案,为下一代先进涡扇发动机的预研和设计提供参考。     

多用途战斗机/涡扇发动机一体化循环参数优化

 针对多用途战斗机的特点,发展了基于飞/发一体化的涡扇发动机循环参数优化设计模型和相应的计算程序,优化设计模型中包括双变量控制涡扇发动机特性计算模型、进排气系统安装特性计算模型、飞机气动特性分析模型、重量组成分析模型、任务剖面分析模型、约束分析与任务分析模型和优化计算模型等。重点研究了多用途战斗机约束边界的获得方法,利用多岛遗传算法和自适应模拟退火优化算法,分别对现役多用途战斗机、不加力超声速巡航多用途战斗机以及下一代先进多用途战斗机用涡扇发动机循环参数进行了优化计算,对计算结果进行了分析,获得了对多用途战斗机用涡扇发动机循环参数选择有指导意义的结论。     

反应机理对air/H2燃烧系统多场耦合仿真的适用性

针对某air/H2燃烧系统,建立起流动、传热、燃烧多场耦合有限体积动态数值模型,构建了通用化的反应机理库和配套的物性参数库,分别采用热力计算方法和3套氢氧反应机理方法进行仿真;基于反应机理的仿真描述了点火与熄火过程,揭示了各基元反应和组分变化对燃烧流动瞬态过程的影响。与已经过试验验证的热力计算方法对比,结果表明:Williams机理符合最好,Conaire机理次之,Evans机理符合相对较差。相比Conaire机理,采用Williams反应机理使反应熄火温度由1200K降低至1155.3K,在1222.3K的低温工况下,计算结果误差由Conaire机理的4.7%降低至2.74%,使多场耦合数值系统的应用范围更广、计算结果更佳;低温工况下,H2O2及其相关反应对氢氧机理的描述精度会产生较大影响。