燃气研究所推动2～2OMW小功率蒸汽回注式动力装置的开发工作

蒸汽回注技术在小功率范围内的应用出现了机遇。目前,有两个工程项目正在开发之中,一个是设计效率为42%的LM1600 STIG;另一个是机械技术公司的简化的Allison 501蒸汽回注方案。

浅析燃气-蒸汽式发射动力系统检验中存在的危险源及安全防护

燃气-蒸汽式发射动力系统的检验工作具有一定的危险性,本文对燃气-蒸汽式发射动力系统检验过程中的危险源进行了识别和分析,并在此基础上提出了相应危险源的防护策略。

热损失对燃气蒸汽式发射动力系统内弹道计算影响

传统发射动力系统使用定能量系数修正内弹道计算模型,提高了内弹道特征值计算精度,但内弹道参数曲线计算值与测试值存在一定偏差。某型燃气蒸汽式发射动力系统发射筒内压力计算值与测试值存在一定的偏差,经分析内弹道模型中假设能量系数为常数是造成发射筒内压力计算偏差的主要因素。为了获得能量系数随时间的变化规律,通过使用热损失经典算法和试验研究相结合的方法,对发射动力系统工作过程中的热损失进行了计算研究,发射动力系统总的热损失为32 969.6 kJ,能量系数随发射动力系统工作逐渐增加。使用变能量系数修正内弹道计算模型对发射内弹道进行计算,计算结果表明变能量系数可有效提高导弹发射筒内压力的计算精度,同时经过分析燃气发生器和弯管仍具有降低热损失的潜力。

加汽式燃气轮机应用于舰船动力装置的前景分析

重点介绍了中冷加汽式燃气轮机和带再热燃烧室的加汽式燃气轮机的技术特点,对其应用于舰船动力装置的前景进行了展望,并提出了当前面临的主要技术问题。随着相关技术的不断发展与完善,其应用前景必将日渐明朗。

导弹燃气-蒸汽弹射发射技术概述

介绍了导弹燃气-蒸汽弹射的冷发射技术。这种弹射技术以燃气-蒸汽为动力源,相比燃气弹射可以有效地降低烧蚀;相比压缩气体弹射可以极大地缩小设备体积,提高可靠性。对此技术的总体思想及其它相关内容均作了较详细介绍。

两种不同注水方式的燃气蒸汽式发射系统内弹道性能比较

对逐渐注水冷却与集中注水冷却燃气蒸汽式发射动力系统进行了研究,着重分析不同注水方式下发射动力系统结构的差异、注水的特点及其对发射内弹道性能的影响,在此基础上开发出一套用于预估和比较不同注水方式下发射系统内弹道性能的系统化程序。计算结果显示,不同注水方式下导弹在发射筒内运动加速度、速度、位移随时间变化的规律和发射筒内工质气体状态参数随时间变化的规律,为燃气蒸汽式发射系统的设计和方案选择提供参考依据。

燃气蒸汽式发射系统工作过程仿真

建立了燃气蒸汽式导弹发射动力系统的数学模型，在此基础上进行数值模拟。在特定初始条件下计算发射筒内的温度、压力，以及导弹运动的速度、加速度和位移随时间的变化规律。研究结果可供相关研究工作参考。

燃气蒸汽式发射系统内弹道若干问题研究

通过对燃气蒸汽式发射动力系统的研究,总结出影响内弹道计算精度的若干因素,并就其中几个影响较大的问题进行了详细的分析,开发研制出了一套用于预估内弹道性能的系统化程序。通过实验数据的比较,验证了适用于内弹道计算的数学物埋模型,为燃气蒸汽式发射系统设计提供参考依据。

基于阶梯式控制的燃气-蒸汽联合循环机组监督预测控制算法

针对燃气-蒸汽联合循环机组余热锅炉主蒸汽压力具有大惯性、纯滞后、强干扰等特点,将阶梯式控制策略引用到监督预测控制算法中。通过监督层动态优化目标函数,对给定的调节层提供最优的设定点,在每个采样周期,采用阶梯式控制策略,降低了在线计算量,减少了计算时间,提高了算法的快速性。仿真对比结果表明,该算法可行且控制效果良好,具有较好的经济性。

燃气-蒸汽发射系统内两相流动与传热特性研究

水下发射技术是潜载导弹武器装备研制中的关键。本文针对燃气/蒸汽水下发射系统内混合工质的流动与传热特性进行研究,建立发射系统内部高温高压燃气流动、冷却水在超声速气流中横向喷注、雾化及蒸发数学模型,并计算发射系统通道内燃气/蒸汽混合工质的总压、静温变化和液滴的蒸发率。模拟结果显示,发射动力系统内突扩及渐扩结构对气流总压损失有着很大作用,弯管并没有产生太大的压力损失;水气质量流量比为1∶1时,液滴蒸发率可达到98%,且水射流的横向注入会增强总压的损失和减小系统出口处的静温。

燃气-蒸汽联合循环机组余热锅炉排烟损失再利用研究

对燃气-蒸汽联合循环余热锅炉机组进行了排烟损失再利用研究,结合吸收式热泵以及直接接触式换热器提出了烟气冷凝式换热系统与溴化锂吸收式制冷-热泵系统,回收烟气排烟余热,将余热炉排烟温度从低压省煤器出口的160℃降低到100℃,回收的热量通过烟气热网加热器对供热水回水进行加热。进行了烟气余热回收后的节能计算,并对该项目进行了经济性分析。结果表明,使用烟气余热回收系统后,全年内可节省天然气消耗11.57万m3。

导弹发射动力系统发展研究

介绍并分析了导弹的各种发射方式以及各种不同发射动力系统的特点及发展趋势,可以看出导弹的弹射发射具有结构简单、技术可靠、适应性强等优势.比较了各种导弹弹射动力系统的优缺点,对具有很好发展潜力的燃气-蒸汽式弹射动力系统的基本组成和工作原理进行了重点阐述,并分析了其中的关键技术及其发展方向.

发射动力系统内弹道优化设计计算

建立了燃气-蒸汽发射动力系统内弹道优化设计的基本关系式,并对某型导弹的弹射内弹道进行了设计计算。计算结果与试验结果相吻合,对弹射内弹道的工程设计具有一定的参考价值。

太阳能-燃气联合循环发电技术

概述了太阳能热发电技术和太阳能-燃气联合循环发电(ISCC)技术的特点,介绍了目前国内外研发和运行的太阳能混合电站。总结发现:ISCC发电技术为清洁能源的综合利用提供了一种切实可行的应用方案,既利用了可再生能源发电,又克服了其资源的不稳定性,根据太阳能白天发电夜晚不发电的特点,实现电网昼夜自然调峰;目前ISCC系统具有塔式、碟式、槽式和菲涅尔式等重要形式,可根据电厂具体情况,选择适宜的形式,最大化地提高综合能源利用效率。

某发射动力系统工作过程仿真

对燃气蒸汽式发射动力系统进行工作过程仿真。在此基础上进行数值模拟,计算发射筒内的温度、压力,以及导弹运动的速度、加速度和位移随时间的变化情况,研究其变化规律。计算结果可供相关研究参考。

潜射导弹发射内弹道仿真研究

为保证导弹平稳出筒,对以燃气-蒸汽为发射动力的发射内弹道计算模型进行了改进,并以某型潜射导弹为例对计算模型进行了仿真计算。结果表明,改进后的模型能够有效降低导弹出筒时刻筒内气体工质的压力,从而实现导弹平稳出筒。这对燃气-蒸汽发射动力系统的设计具有一定的参考价值。

进气角度和初始粒径对发射筒内流动特性的影响

根据导弹发射的实际工作过程,建立了燃气-蒸汽式发射动力系统的计算模型,利用CFD技术对燃气遇冷却水掺混后的入筒工作过程进行了数值模拟,针对输气管进气角度、冷却器一次雾化粒径等发射系统内流场特性的影响因素进行了分析研究,并对不同输气管角度下的喷管受力情况进行了分析总结。结果表明,不同时刻下发射筒内气体流动流形变化较大;随着输气管角度的减小,发射筒内流动的混乱度增加;在所计算工况中,输气管进气角度与发射筒轴线的夹角为70°时喷管壁面受到的最大压力差最小,随着时间的增加,喷管最大压力差呈减小趋势;较小的初始雾化粒径有利于减少冷却水在筒内的滞留量,降低发射筒的工作温度,使发射过程中燃气能量更为可控。

发射内弹道计算模型研究

对以燃气-蒸汽式发射动力装置为动力源的导弹冷弹射过程进行了分析,对冷却水汽化机理进行了研究,针对不同状态的冷却水,提出了不同汽化方式组合的冷却水汽化模型,在此基础上将弹射过程划分为4个阶段,并推导出各个阶段的汽化方程和能量平衡方程,建立了发射内弹道基本方程组。计算模型改进后,发射内弹道的计算精度有很大提高。

F级一拖一分轴联合循环抽凝背式供热机组配置研究

分析了F级一拖一分轴燃气-蒸汽联合循环电厂抽凝背机组与常用抽凝机组的优、缺点及技术关键点,通过对比抽凝背机组和抽凝机组的技术经济性,得出在热负荷需求饱满的区域,抽凝背机组比常规抽凝机组更灵活,更能适应市场需求,为后续工程设计及选型提供参考。

GE为其先进联合循环配置的模块预装式汽轮机

GE公司推出一种有于燃气－蒸汽联合循环的新型模块预装式，高参数，高效率的汽轮机，可在出厂前预先装配好，大大缩短在电厂安装的时间。