超临界二氧化碳闭式布莱顿循环系统研究进展

超临界二氧化碳(SCO₂)闭式布莱顿循环凭借高热效率、高紧凑性和高经济-环保性等优势,已成为能源与动力领域的热点技术之一。针对超临界二氧化碳闭式布莱顿循环,详细介绍了工作原理、优势及国内外相关研究进展,总结了循环总体热力、超临界工质叶轮机、紧凑高效换热器、控制及储热等相关关键技术的研究现状,并对当前工程应用面临的问题和未来技术发展方向进行了分析和展望。分析表明,循环总体热力设计阶段应涵盖部件低维性能分析,以评估部件性能指标的可实现性,并综合考虑全寿命周期性能、紧凑性、经济性等指标。工质的剧烈物性变化导致叶轮机与换热器内部特殊流动与换热机理,需发展充分考虑工质特殊物性影响的叶轮机和紧凑换热器设计方法;通过理论分析和机器深度学习相结合构建不同工质叶轮机相似方法,可为超临界二氧化碳叶轮机气动性能试验验证提供理论基础。此外,鲁棒高效的控制策略可实现超临界二氧化碳闭式布莱顿循环有效可靠调控,而集成新型介质储热技术的超临界二氧化碳闭式布莱顿循环系统将为高温光热发电提供关键技术支撑。      

通用型飞机地面空调车的研究与实现

通过对目前使用的飞机地面空调车供风流量、压力和温度的调研和论证,提出了通用型空调车的技术指标,并由此设计出采用蒸发循环制冷工作方式的飞机地面空调车.同时给出了通用型空调车的工作原理和系统组成.通过试验验证该型空调车可满足我军现役各型战机的地面通风保障需求.     

TRIZ理论在航空发动机方案设计中的应用

从满足未来战斗机需求出发,将TRIZ创新理论及其解题工具引入到高推重比发动机方案创新设计中。针对高推重比发动机发展中的两个重要问题进行技术矛盾分析,由矛盾矩阵得到相应的矛盾解决原理(No.1分割原理和No.15动态特性原理),创造性地构建出可变涵道核心机驱动风扇的涡扇发动机概念方案,满足了未来高推重比涡扇发动机宽包线、长航时的技术特征要求。     

GE和RR公司研究超声速低噪声推进系统

自适应通用发动机技术(ADVENT)计划是多用途经济可承受的先进涡轮发动机(VAATE)计划中第2阶段的1个标志性计划,目标是发展和验证进气道、发动机、排气喷管和综合热管理技术,以获得在高空和高速下具有最佳超声速性能和亚声速燃油效率的推进系统。     

美国军用航空动力的发展趋势

进入21世纪,美军武器装备发展指导思想发生重大转变,放弃始于20世纪80年代基于敌对威胁的防御计划,转而实施基于敌对能力的防御计划,旨在发展和保持美国的航空、航天及信息优势。基于这一指导思想,美国空军2020年远景报告展示了美国空军未来作战概念,包括全球攻击,全球机动,全球持续打击,太空和C4ISR(指挥、控制、通讯、计算机、情报、监视和侦察),灵活作战支持。美国已针对这些作战任务所需的高速涡轮发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机、脉冲爆震发动机、火箭发动机、组合循环发动机和极高效推进技术,开展了大量技术研究工作,并取得重大进展。特别需要关注高速涡轮发动机和超燃冲压发动机技术发展。     

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

ZSGH4169合金细观力学行为的数值模拟

基于晶体塑性本构理论,利用多晶代表性单元从细观尺度研究了ZSGH4169合金在650℃条件下考虑双轴应力状态的循环应力应变行为.计算结果表明:该合金在双轴拉伸应力控制下存在与低周疲劳试验常用的单轴应力状态一致的棘轮效应.对两种应力状态下的结果进行对比发现,在1150MPa应力单轴循环载荷下初始循环残余应变比双轴应力状态高出3倍,且双轴应力状态下最终循环稳定,残余应变约为1.2%,但在单轴应力状态下是不稳定的.对应力和塑性应变累积不均匀性的分析表明:单轴和双轴拉伸状态下,虽然应力和应变分布的不均匀性都随着循环数的增加而增加,但单轴拉伸状态下平均应力随循环数增加,而双轴拉伸状态下几乎为常数.      

适应于RBCC运载器的轨迹优化建模研究

根据RBCC动力系统工作原理,分析了RBCC运载器上升段轨迹特点和设计矛盾。针对此类飞行器工作模态多、冲压模态约束条件复杂、传统优化模型无法求解其全局最优解的问题,以Radau伪谱法为基础,建立了基于混合积分变量的全程最优轨迹求解模型,并引入连接条件模型。该模型可以有效处理RBCC运载器多段飞行轨迹约束条件,克服了传统建模方法的不足。采用50km、Ma8运载任务算例校验优化模型,优化结果显示,所研究模型符合RBCC运载器工作特点和任务需要,可快速求解此类运载器上升段最优轨迹。     

低温液体火箭发动机预冷自然循环回路的流动与传热特性研究

针对低温液体火箭发动机预冷自然循环回路的流动与传热过程,建立了一维非稳态均相流数学模型,采用反环状流和弥散流两种流型描述膜态沸腾流型及传热特性。数值计算结果表明：自然循环预冷回路中推进剂流量的不稳定特性是由驱动力——循环回路释热量的不稳定性造成的;预冷过程约80％的管路壁面温度下降由膜态沸腾所引起;反环状流和弥散流膜态沸腾流型的引入,可较好解释回流管壁面温度在预冷过程中的逆向分布规律。     

吸气式激光推力器概念设计

以发射10kg级微小卫星为航天任务背景,基于地面推力1000N的设计指标,分析了吸气式激光推进的主要性能参数,依据所建立的激光推进能量相似律理论和数值计算研究结果,对激光参数、聚焦系统和喷管子系统进行设计,完成了封闭的吸气式激光推力器概念设计循环。所提出的二次反射聚焦系统与抛物形喷管组合的吸气式激光推力器概念模型经数值计算程序验证,可以获得地面500N/MW的冲量耦合系数。所提出的设计理论和方法对激光推力器概念设计有一定的参考价值,是研制激光推力器模型的重要基础。