高能合成煤油GN-1性能研究 --“液体火箭推进”专刊

结合火箭发动机工程应用环境,研究了GN-1煤油高温高压热物性、安全特性、传热结焦性能以及点火延迟性能,并和现役火箭煤油作了对比分析。采用商业仪器对GN-1煤油在最高200℃、最高压力25MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了实验测量。在实验数据的基础上,依据基团贡献法、基于比容平移法则的P-R方程、摩擦理论、广义对应态原理分别对GN-1煤油在最高350℃、最高压力60MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了理论计算,建立了GN-1煤油的密度方程、黏度方程、导热系数方程,并将方程的计算值与实验值进行了对比,计算偏差较小。对GN-1煤油和火箭煤油的安全性能进行对比研究,GN-1煤油的闪点为40℃,自燃温度为305℃,高于火箭煤油(225℃);燃点为47℃,低于火箭煤油(82℃),GN-1煤油的爆炸极限范围为0.44%-2.9%（40℃）。GN-1煤油和火箭煤油的急性经口毒性LD50＞5000mg/kg,均属于第五级化合物（实际无毒）。在入口压力10 MPa,流速10 m·s-1,内壁温480℃条件下,GN-1煤油的传热系数比火箭煤油提高14.4%,建立了传热准则方程。GN-1煤油出口油温220℃时试验段平均结焦速率是出口油温150℃时的4.43倍,GN-1煤油不锈钢材质管路中试验段平均结焦为高合管材质管路中的22.3%。在970K-1105K温度范围内,GN-1煤油的点火延迟时间为320μs-471μs,是火箭煤油的55.6%-69.3%。相关研究可对发动机可靠设计及应用提供重要参考。     

蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统换热特性数值模拟研究

本文通过三维数值模拟研究蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统的蓄/释热特性和推进性能。在蓄热式太阳能热推进系统工程模型的基础上,通过射线光学的光路分析验证了聚光器设计的合理性,并获得吸热腔壁面能量分布情况,进一步研究了相变蓄热过程的影响因素。基于场协同原理对热光伏再生冷却结构进行了优化设计,使热光伏具有较好的散热特性,提高发电功率;通过整机流动换热仿真,分析了工质流体在推进器内部的换热情况,计算结果表明,蓄热式热推进器具有达到734s比冲和0.9N推力的推进性能,以及能够满足日蚀区微小卫星的供电和推力需求。     

航空发动机排气污染物控制与适航符合性研究

基于民用航空活动对环境排放污染占比快速增长的现状,结合民用航空领域排放物相关政策的历史沿革和背景,展望了发动机排放物政策的发展趋势,研究表明由于NOx危害较大且很难控制,国际民航组织（简称ICAO）和美国联邦航空局（简称FAA）对NOx的要求日趋严格,而对HC、CO和烟的排放要求基本没有变化。同时介绍了低污染燃烧技术发展概况,分析了排气污染物的生成机理和主要影响因素以及改善措施,基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法。最后对飞机排放适航符合性验证方法进行了介绍,提出了基于发动机台架试验的LTO循环中气态排放污染物和烟尘的测量程序和计算分析方法,该测量程序和计算分析方法能较准确地评估航空发动机运行过程中的排气污染物水平,可以推广应用到航空发动机和大型燃气轮机的排放评估和预测。     

我国深空探测领域防热材料的进展与需求

我国深空探测任务的不断发展对航天器的防热技术提出了更高的要求,而先进的防热材料是防热技术发展的重要支撑。本文主要针对月球探测返回任务和火星探测任务,重点介绍了我国在防热材料领域所取得的研究进展,并对未来以火星与小天体探测返回、火星大气制动、以及近日探测为代表的深空探测任务中防热材料的发展和需求进行了展望。     

离子液体微推进技术研究进展

介绍了离子液体推进器的基本结构和工作原理,阐述了粒子发射的限制条件及通常采用的工作模式,总结了该推进器的常见分类形式。介绍了当前广泛应用的一些实验方法和仿真手段,以及针对发射阈值场强、束流散射、多粒子分散效率、推进器长时间工作稳定性等问题开展相关研究取得的进展,对比分析了适合粒子发射的工作环境及相对精确的仿真方法,为推进器的后续设计、工作模式设定及性能评估等工作提供了参考。结果表明：增大推进剂流阻、提高发射极阵列密度是提高离子液体推进器效率和推力的合适手段;利用闭环控制的方法改变发射电压极性、逐渐提高发射电压大小是维持推进器推力大小、提高工作稳定性的有效方法。     

微型燃气轮机燃烧室燃烧特性实验

针对燃气轮机低污染排放要求,在为使用气体燃料设计的低排放微型燃气轮机燃烧室单头部实验件上进行了燃烧特性实验,对比分析了燃料喷口位置、数量,值班级与主燃级燃料分配比例和不同空气流量分配方式时的燃烧效率和污染物排放特性。结果表明:改变燃料喷口的位置、数量可以改变燃料与空气的混合特性,对燃烧特性产生较大的影响;值班级与主燃级燃料流量分配比例的变化,会导致各燃烧区当量比的变化,主燃级燃烧区当量比降低至08以下有利于降低污染物排放;通过改变燃烧室空气流量分配方式,可以降低主燃级燃烧区的当量比,使NOx排放降低至272 mg/m3,燃烧效率达到986%。但用于掺混的空气流量的降低会使出口温度分布系数由021升高至024。     

组分变化对甲烷氧化特性影响

在射流搅拌反应器实验平台上针对温度范围850~1 300 K、常压条件下的甲烷氧化反应过程进行了实验研究,采用气相色谱仪测量了变组分条件下(当量比范围02~2、氧气体积分数2%~8%、二氧化碳体积分数0~20%、水蒸气体积分数0~20%)主要反应物(CH4、O2)、主要中间组分(C2H6、C2H4、C2H2、H2)和主要污染物(CO、CO2)的摩尔分数,并分析了主要反应物、中间组分以及污染物生成的影响因素和影响规律。研究表明,随着当量比和含氧量的增加,主要中间组分的摩尔分数升高;二氧化碳体积分数的增加对中间产物的生成有微弱的抑制作用,却使得污染物浓度大大增加;水蒸气体积分数的增加导致氢气生成量显著增加,同时促进一氧化碳的生成,而对二氧化碳的生成影响很小。      

并联混合动力齿轮传动涡扇发动机建模与性能分析

为对比探究未来大推力航空混合动力系统与传统航空发动机的优劣,本文依托某概念型齿轮传动涡扇(Geared turbofan,GTF)发动机,设计了一个并联航空油-电混合动力系统(hybrid GTF,hGTF),在Matlab /Simulink数字仿真软件中建立相匹配的电动力模型以及氮氧化物NOx排放和噪声预测等性能参数计算模型,并在稳态和飞行任务剖面下初步分析了电动力系统的引入对原基线GTF发动机的性能改变状况。稳态仿真结果表明,大推力等级的并联油-电混合动力系统中,至少需要兆瓦级的电动力系统进行匹配;当电动力系统处于电动模式时,可能会带来低压压气机喘振的隐患;当电动力系统处于再生模式时,电能源相当于经过了电能到机械能再到电能的二次效率损失,不建议采用。飞行任务剖面动态仿真结果表明,相比于传统GTF发动机,hGTF推进系统的燃油消耗率最高下降15%,总燃油消耗节省8.3%, NOx总排放量减少18.8%,各部件起飞噪声总声压级减少1.5~3.3dB。分析结果表明采用并联混合动力系统具有显著提升省油、减排效果的能力,同时也具有一定的降噪潜力。     

多层隔热材料的性能研究

本文从多层隔热材料的实际应用条件出发,研究了它们在几种层密度下的隔热性能,特别包括了在层密度较高情况下的性能。为了改善多层隔热材料的隔热性能,采用了间隔几层隔离层的组合形式。压缩负荷对层密度、隔热性能的影响也进行了初步的研究。     

载人航天的热真空试验

据对国外情况的调研,讨论了载人航天热真空试验的特点与试验目的,提出了三类15项试验项目;讨论了载人航天器整体热真空试验的必要性,提出了分别进行舱外与舱内环境下的单舱或联舱试验的建议;分析了载人航天器热真空试验的特点与应用,提出了在卫星用试验设备上附加航天员所需专门装置,满足试验需要的设想。