超临界态碳氢燃料流固耦合传热及热裂解的计算方法研究

为深入研究主动再生冷却机理,采用固体热传导方程和流体控制方程,建立了超临界态碳氢燃料耦合传热及热裂解的数值方法。对两种实验状态下电加热管内RP-3航空煤油的耦合传热及热裂解过程进行了计算研究,其中RP-3的热裂解反应由包含1个总体反应和23个二次反应的Modified Kumar-Kunzru反应机理模拟。两种状态下计算得到的外壁温、燃料温度、RP-3裂解率以及裂解产物分布与测量值的最大误差分别小于10%和15%。计算与实验结果吻合较好,表明建立的数值方法是准确的,可以作为研究超临界态碳氢燃料耦合传热及热裂解特性的有效计算分析工具。     

液态碳氢燃料旋转爆震发动机起爆过程试验研究

为了分析液态碳氢燃料/纯净空气旋转爆震发动机从点火到旋转爆震波稳定传播过程的影响因素,采用预爆震管点火进行了相关试验研究。获得了预爆震波压力、燃烧室油气比、来流总温、点火器安装方式等对旋转爆震发动机起爆过程的影响。试验结果表明：旋转爆震波起爆时间随着预爆震波压力升高而缩短;来流总温740K,变化当量比时,越接近当量比1,旋转爆震起爆时间越短;工质为当量混气时,来流总温通过影响燃油的蒸发过程进而影响旋转起爆时间,总温673K以上时,起爆时间约10ms;预爆点火器垂直安装比切向安装更快形成旋转爆震波。     

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航空煤油物理替代燃料模型及应用研究

针对现有物理替代燃料构建方法需要大量实验数据来完成多目标优化计算,导致替代燃料构建成本过高的问题,提出了基于分子结构相似来构建物理替代燃料的方法。基于直接匹配分子结构和官能基团的思路,构建了一个能描述RP-3航空煤油主要物理性质的三元替代燃料模型。以正十二烷、2,5-二甲基己烷和甲苯为基础燃料,用以匹配目标燃料的四种官能基团:CH_3,CH_2,CH和苯基。在不同压力、温度条件下测试了替代燃料模型计算密度、黏度、比热容和导热系数等物性参数的精确性,结果表明该替代燃料模型能很好地反映RP-3航空煤油在亚临界到超临界状态下的主要物理性质。最后将得到的替代燃料模型应用于管道对流换热数值模拟中,用以模拟航空煤油再生冷却过程。模拟值与实验值吻合良好,证明了本文替代燃料构建方法的有效性和实用性。     

中国CNG/汽油两用燃料汽车全生命周期评价

基于GaBi软件建立了压缩天然气（CNG）/汽油两用燃料汽车全生命周期评价模型,利用该模型分析了两用燃料汽车从原材料获取到报废回收各阶段的能耗和排放,以及全生命周期能耗和排放对CNG-汽油使用里程比、整车总使用里程和电力结构的敏感性。研究结果表明:全生命周期内,使用阶段能耗和污染物排放最多,占全生命周期的50%以上;主要污染物为CO、NO_x和SO₂等;CNG/汽油两用燃料汽车在成本较低的情况下可有效降低环境影响,但发展CNG专用汽车则对节能减排更为有利;实施报废汽车回收利用、增大CNG使用里程比、提高利用可再生能源发电的比例可有效降低全生命周期的能耗和排放。      

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。     

喷气燃料的微生物危害及对策

分析喷气燃料中微生物的来源、生存条件、作有机理及危害，介绍目前对微生物检测的手段，按照防止和杀灭两个阶段提出消除喷气燃料中微生物危害的实用对策。     

一种月球表面飞跃转移轨迹设计方法

针对飞跃器在月球表面飞跃转移轨迹设计问题,提出了基于凸优化方法的整个飞跃过程燃料最优轨迹设计方法.与经典凸优化方法对轨迹分段求解后再拼接得到全轨迹设计的方法不同,在假设垂直上升、着陆时间固定条件下,根据实际工程需要对轨迹进行了分段设计约束,利用黄金分割法搜索上升着陆时间,通过将原问题转化为求解一个二阶锥问题得到了全飞行...     

月面着陆动力下降段最优轨迹序列凸优化方法

针对月面着陆器动力下降制导过程中,时变惯性加速度和重力加速度难以估计与补偿等问题,提出一种基于序列凸优化的在线制导算法。在考虑月面曲率及月球自转的着陆器动力学建模基础上,首先对模型及约束条件进行凸化,得到一个二阶锥规划(SOCP)问题;然后对经典序列凸优化进行了改进,对时变加速度剖面予以实时估计和补偿,提升了现有优化算法的性能,使着陆器在尽可能节约燃料的前提下实现高精度着陆。仿真结果表明,与经典的显式制导律相比,所提出的算法在动力下降段燃料消耗更少。由多种位置偏差下的打靶分析结果可知,所提出的算法均能满足性能指标要求;即使起始位置存在±2500 m的较大波动时,仍能以高精度的速度、位置完成动力下降制导。     

胶体燃料的燃烧特性研究

现在高性能可长期贮存的火箭发动机燃料和推进剂的研究方向是开发能使用胶体燃料和胶体推进剂的燃烧系统。这种观点的产生是由于在液体燃料中加入胶状添加剂和(或)金属添加剂能显著提高液体推进剂的性能、密度和比冲。掌握胶体燃料单个液滴的蒸发和燃烧过程是预测未来推力室燃烧性能的第一个基本步骤。研究胶体燃料雾滴蒸发燃烧时应用了先进的计算机辅助摄像系统。测量了雾滴的燃烧速率,并精确观测研究了燃烧过程。对室压和氧化剂质量百分比浓度对雾滴燃烧速率的影响进行了量化研究.结果表明肢体燃料比液体燃料燃烧速率慢,而且点火更加困难。