燃料喷口位置对燃烧室污染物生成性能影响

对一种使用中低热值生物质气的干式低排放（DLE）微型燃气轮机燃烧室开展了研究,对燃料喷嘴口在不同位置时的污染物生成特性进行了实验测试和数值模拟,获得了喷口位置对燃料与空气的混合均匀性、NOx生成特性的影响规律。结果表明:调节燃烧室的燃料分配比例、燃料喷口位置对燃烧室的排放特性会产生影响,存在一个使NOx排放最低的燃料分配比例;燃料与空气混合的均匀性是影响NOx生成的主要因素之一;NOx主要在值班燃烧区中产生,调整值班级喷口喷射方式可以使NOx质量浓度降至7.6 mg/m3。      

竖直圆管内超临界碳氢燃料换热恶化的直径效应

利用Fluent对超临界压力下直径对碳氢燃料换热恶化的影响进行数值研究,湍流模化采用Launder-Sharma（LS）低雷诺数模型,物性采用广义对应态法则对RP-3替代燃料计算。计算条件：系统压力为3 MPa,进口温度为573 K,热流密度为500 kW/m²,质量流量为0.001 5和0.003 0 kg/s,直径范围为1~10 mm。正常换热条件下的计算壁温和实验结果基本吻合,证明了计算方法的准确度。结果表明：强制对流下小质量流量时直径越大,换热恶化程度更高且更提前发生,换热恶化是由定压比热容处于极大值后的急剧下降区导致的,大质量流量时直径与壁温成正比,无换热恶化发生;浮升力效应仅在小质量流量下起作用,随着直径增大而加强,给出RP-3流动换热时浮升力起作用的判据和不同直径下换热恶化的边界。     

对GEO卫星在轨加注的服务航天器组网方案优化

对地球静止轨道（GeosynchronousOrbit,GEO）卫星在轨加注燃料以延长其工作寿命蕴含着巨大的经济价值,而执行加注任务的服务航天器在轨组网方案直接影响在轨加注任务全局。文章以GEO卫星为在轨服务对象,开展了提供加注服务的航天器最优组网方案研究。提出了1个燃料存储站加N个加注飞行器的服务航天器体系架构,燃料存储站承载大量燃料,长期在轨稳定运行;加注飞行器机动运行,执行对GEO卫星加注任务,当加注飞行器燃料不足时,返回燃料存储站获取燃料。燃料存储站的质量、运行轨道,加注飞行器的数目、质量与运行轨道、对GEO卫星提供加注的加注飞行器任务分配等是组网方案研究的重点,建立了以对GEO卫星加注任务的响应时间短、服务系统成本低为互斥评价准则的服务航天器组网方案的多目标优化设计数学模型,分析了组网方案优化问题的求解方法及流程,采用多目标粒子群算法对服务航天器组网方案进行了优化设计,通过分析一组非支配优化设计结果对于2个互斥评价准则的平衡性,提出了1个燃料存储站加4～6个加注飞行器的服务航天器最优组网方案。     

超燃冲压发动机再生冷却技术研究进展

针对超燃冲压发动机内部苛刻的工作环境,总结了再生冷却技术在裂解传热和工程化应用方面的研究进展.介绍了再生冷却过程中碳氢燃料的热裂解模型和传热研究的最新发现,认为裂解机理的研究制约着数值方法的发展,并影响着真实条件下的传热现象研究;分析了煤油再生冷却技术工程化应用的典型方案,复杂的耦合特性与材料间的工艺结合问题分别限制了系统多样化功能和主被动结合热防护技术的实现.目前需要在裂解机理的基础上构建可靠裂解模型和高效的数值计算方法,并广泛开展冷却通道内传热恶化和耦合现象的研究;重点解决系统中的耦合机理和材料间的工艺结合问题,从而推动超燃冲压发动机的工程化应用.     

旋转爆震冲压发动机总体性能分析

为了快速可靠地评估旋转爆震冲压发动机的总体性能,针对冲压模态下的旋转爆震发动机建立了性能分析模型。模型以飞行条件和冲压发动机关键几何参数作为输入参数,结合气体动力学和C-J爆震理论,获得旋转爆震燃烧室的流场参数分布以及发动机喷管排气参数,输出发动机推力以及燃料比冲,建立了基于连续旋转爆震的冲压发动机性能评估方法。模型参与反应的燃料和氧化剂分别为煤油以及空气,主要研究了燃料温度、喷管喉部面积、燃烧室环面面积、反应物当量比、飞行马赫数以及飞行高度对发动机燃料比冲、推力的影响趋势。研究结果表明,控制其它变量不变,发动机推力与燃料比冲随燃料温度上升而提高;随喷管喉部面积、燃烧室环面面积减小而增大;随飞行高度增加而降低;燃料比冲随当量比、马赫数增大而减小,而推力随当量比、马赫数增大而增大。在高度为25 km、马赫数为4、当量比为0.6的工况下,发动机燃料比冲可达到1 740 s。分析结果表明,模型计算方法可靠,可快速计算出旋转爆震冲压发动机的推力性能,为旋转爆震冲压发动机的设计提供可靠参考。     

RP-3航空煤油三组分替代燃料简化机理验证

利用机理自动简化程序ReaxRed对航空煤油RP-3三组分替代燃料半详细化学反应动力学模型采用两种方案分别进行了简化。方案一采用直接关系图（directed relation graph,DRG）法构建了109组分423步基元反应,方案二在方案一的结果上采用基于误差传播的DRG（directed relation graph based on error propagation,DRGEP）方法和计算奇异摄动（computational singular perturbation,CSP）法构建了84组分271步基元反应。结合点火延迟试验数据对方案二所构建的简化机理进行了验证,并且采用层流火焰速度、温度和重要产物等方面的数值计算结果进行对比分析,结果表明:方案二所构建的简化机理在简化过程中保留一定的计算精度前提下更加经济实用,其中在各种工况下方案二简化机理和半详细机理的点火延迟时间之间的平均误差在6%以内并且它们在火焰传播速度方面平均误差在不超过8%。采用本生灯预混燃烧器为物理模型,以RP-3航空煤油为燃料,进行相应的试验研究来验证方案二的简化机理,结果表明该简化机理数值计算结果与试验数据较吻合。      

直接氨SOFC-GT混合动力系统性能及航空应用

建立了基于直接氨燃料的固体氧化物燃料电池-燃气轮机（SOFC-GT）混合动力系统仿真模型,开发了一种架构优化的高功率-质量比的高效发电系统,并研究了燃料利用率和系统燃料分配对系统功率分配、各子部件质量以及其?损失等性能的影响。基于所建立的模型分析了压气机压比、燃料摩尔流量、空气摩尔流量等输入参数对系统性能的影响,在最优性能条件下对系统进行功率-质量比分析。仿真结果表明该系统的净发电效率为56.85%,?效率为50.71%,净发电量为213 kW,功率-质量比为0.730 3 kW/kg,达到美国能源部太平洋西北国家实验室（PNNL）为SOFC-GT混合动力系统应用于航空航天领域制定的标准。在此基础上,讨论了该系统在商用飞机主动力和辅助动力上的应用,表明SOFC-GT混合动力系统在航空领域具有良好的应用前景。     

基于甲醇燃料的航空燃料电池内燃机混合动力系统性能分析

为了实现航空碳减排的时代需求,亟需在航空燃料体系和航空动力系统方向实现技术革新。本文提出了基于甲醇燃料的航空燃料电池内燃机混合动力系统方案,甲醇通过机载在线催化重整制氢为燃料电池供氢,燃料电池和内燃机发出的电能带动电动螺旋桨进行工作。进行了模块化建模方法和混合动力系统性能仿真分析研究,结果表明：混合动力系统的发电效率达到了55%,相比甲醇内燃机有了15%绝对值的效率提升,有助于降低燃料消耗。进行了混合动力系统性能参数影响规律分析,结果表明：混合动力系统的效率随着压比的增大而提高,随着燃料利用率的提高而呈现先升高后降低的效果。进行了混合动力系统的?分析,结果显示：混合动力系统中?效率最高的部件是燃料电池,?损最大的部件是重整器。质量分析结果表明：混合动力系统的功率密度达到0.488 kW/kg。     

俄研制革命性氨火箭发动机

俄罗斯动力机械科研生产联合公司已开始研制一种新型火箭发动机,能极大地降低火箭发射费用,并无需生产氢燃料。新发动机效率将比现有设计提高约30％,采用一种全新的乙炔和氨混合燃料,称为“阿采塔姆”。     

俄研制革命性氨火箭发动机

俄罗斯动力机械科研生产联合公司已开始研制一种新型火箭发动机,能极大地降低火箭发射费用,并无需生产氢燃料。新发动机效率将比现有设计提高约30％,采用一种全新的乙炔和氨混合燃料,称为“阿采塔姆”。