基于多设计点方法的涡轴发动机热力循环分析

针对航空发动机设计中涉及多性能需求和多约束条件的热力循环分析问题,提出了多设计点热力循环分析方法。详细介绍了多设计点热力循环分析方法的构建以及求解过程,用单设计点方法和多设计点方法对单转子燃气发生器带自由式动力涡轮的涡轴发动机进行热力循环分析,并分析了2种方法得到的设计域。结果表明:在由传统单设计点方法所获得的设计域内的某些区域,由于性能需求和使用限制的矛盾而不可行,而在这部分不可行区域内,有可能包含性能最优的设计点,从而使最优设计点不可行;在多设计点方法分析中,采用了多个(或所有)有性能需求和使用限制的工作状态作为其设计点,可以在合适的工作状态选取正确的设计变量,从而使设计域内的每一设计点都满足所有工作状态的要求。

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的气动热力循环分析(英文)

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数值模型,提出了基于压气机增压比、涡轮前温度和涡轮落压比关系的燃烧室燃气与空气配比表达式,以及涡轮落压比和发动机涵道比的匹配关系。定量分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温、涵道比/涡轮落压比和飞行马赫数对固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的单位推力和比冲的影响。

涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析

针对未来导弹对推进系统高比冲、宽马赫、大空域的要求,将空速域宽广的空气涡轮火箭(ATR)和比冲性能好的固体火箭冲压发动机(SPR)进行集成,提出了涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)的概念,对其进行热力循环分析,验证此组合概念发动机的原理可行性,建立了其热力循环分析模型。利用该模型在典型弹道上对ATR、SPR和TSPR的热力循环性能进行了比较。结果表明,TSPR比循环功最大,热效率稍低于ATR,在大空速域范围飞行时,综合性能优越。

超临界二氧化碳布雷顿发电系统热力循环分析

首先介绍了超临界二氧化碳(S-CO_2)布雷顿简单回热循环系统,在此基础上引入了系统效率更高的S-CO_2布雷顿再压缩循环系统。针对S-CO_2布雷顿再压缩循环系统,在相关假设条件的基础上,建立了S-CO_2布雷顿再压缩循环热力计算模型,并给出了进行热力参数分析时系统主要设备性能参数及状态点工况参数,然后详细研究了S-CO_2布雷顿再压缩循环系统初始状态参数、循环最高参数、叶轮机械效率及回热度、换热器设备压降、分流系数等参数对系统效率的影响及参数之间的相互影响关系,针对这些参数分析了提高系统效率的主要方法及其限制因素,并给出了工质初始状态参数推荐值、循环最高参数的取值参考范围。

航空发动机多设计点热力循环分析方法的构建及应用

针对航空发动机设计中涉及多性能需求与多约束条件的问题,提出一种以多个工作状态作为设计点进行热力循环分析的实现方法,并介绍了多设计点方法的构建及求解过程。采用单设计点方法和多设计点方法对大涵道比涡扇发动机进行热力循环分析,并对比了两种方法得到的设计域。结果表明,由于单设计点方法需假设某些热力参数在循环分析过程中不变,使设计域内部分区域不能满足性能需求或技术限制,且该区域内可能包含性能最优点。多设计点方法考虑了全部技术限制和所有工作状态的性能需求,在单设计点方法中不变的循环参数,在多设计点方法中作为非线性方程组中的迭代变量,确保了多设计点方法的设计域总是可以满足所有的性能需求和技术限制。

R_(22)可能替代工质热力循环分析及选择

对Ｒ２２可能替代工质进行热力循环性能计算，并结合环境保护、经济性、安全性等因素进行分析和筛选，指出在小型空调器中单工质Ｒ２９０和混合工质Ｒ３２／Ｒ１２５／Ｒ１３４ａ是目前Ｒ２２较为理想的替代工质。

回热式工质驱动分布式推进系统参数研究

为研究以回热后的压气机引气驱动推进器风扇的工质驱动分布式推进系统(Recuperated Gas-Driven Distributed Propulsion,RGDDP),对其热力循环过程和能量流动展开研究。基于部件法建立了推进系统的设计点计算模型,分析了引气参数和推进器风扇压比对推进系统耗油率的影响,在此基础上,分析了推进系统耗油率对部件效率的敏感性。在不同循环参数下与涡轮电分布式推进系统(Turboelectric Distributed Propulsion,TeDP)的耗油率进行了对比,得到了RGDDP的热力循环特征。结果表明,引气参数存在最优组合使得推进系统的耗油率最低,同时耗油率对能量传输相关的部件效率敏感性最高;与TeDP相比,涡轮前温度对推进系统的耗油率影响更大,而总压比的影响较小;总涵道比为20时,相对于TeDP,RGDDP具有一定耗油率收益,随着总压比的升高收益降低,总压比为66时仍有3%左右的收益。提高RGDDP总体效率的关键在于降低能量传输过程中的损失并提高换热效率。

深冷混合工质节流制冷机研究进展

混合工质节流制冷机采用不同沸点组元构成多元混合物作制冷剂,适宜工作在从液氮温度至单级蒸汽压缩循环制冷温度下限的广阔温区,在生物医学、能源、材料甚至国防安全等领域具有广泛而重要的需求。本文简要回顾了作者团队围绕混合工质节流制冷技术方面近20年的研究工作,内容包括:工质筛选,回热换热器工作特性,混合工质节流制冷循环结构热力学优化分析,循环工质变浓度特性,及以-186℃节流制冷深冷冰箱、撬装天然气液化为代表的应用研究等。

空气源热泵热水机(器)提高能效的方法探析

针对静态加热式空气源热泵热水机(器)能效比不断提高,根据热泵系统的工作原理和结构特点,通过对热泵系统热力循环的各个过程的分析计算,提出空气源热泵热水机提高能效比的方向和解决措施,为热泵热水机(器)行业产品的升级和技术发展提供参考和借鉴。

有机朗肯循环系统及其透平设计研究

本文对可用于工业低温余热回收的有机朗肯循环(ORC)热力系统进行简述,采用热力学第一定律、热力学第二定律分析ORC热力系统及其效率,并对有机工质动力透平的特点及设计造型进行概述。最后采用F11,R123,R245ca,R600和R600a为工质,设计有机朗肯系统回收某一工业余热,并以R123为工质进行有机工质透平的气动设计、造型设计和CFD模拟计算研究,并对透平进行造型优化。研究表明,以R123为工质的有机朗肯循环系统能有效可靠利用该工业余热,所设计的有机工质透平基本达到设计要求,透平造型的优化设计能有效改善透平叶轮内部流动。

燃烧特征参数对MICSE性能及热力过程的影响

本文建立了微型摆式发动机(MICSE)热力循环分析的零维数学模型,研究了点火提前系数k及燃烧持续时间τ_b对MICSE性能及其腔内热力过程的影响。结果表明减少τ_b或增加k,可使热力过程中的温度及压力更快地达到峰值。当k一定时,τ_b越大,温度峰值越低。对于τ_b较小的燃料,k越大,压力峰值越低.而对于τ_b较大的燃料,k值变化几乎不影响压力峰值的变化。使用τ_b较小的燃料时,k越大,发动机功率和效率越低.而使用τ_b较大的燃料时,k存在最优值,使发动机功率与效率最大。