A Case Study of a Solid Oxide Fuel Cell Plant on Board a Cruise Ship

The work is a case study of a cruise ship supplied by liquefied natural gas(LNG)and equipped with a solid oxide fuel cell(SOFC).It is supposed that a 20 MW SOFC plant is installed on-board to supply hotel loads and assisting three dual-fuel(DF)diesel/LNG generator sets.LNG consumption and emissions are estimated both for the SOFC plant and DF generator sets.It results that the use of LNG-SOFC plant in comparison to DF generator sets allows to limit significantly the SO_(x),CO,NO_(x),PM emissions and to reduce the emission of CO_(2)by about 11%.A prediction of the weight and volume of the SOFC plant is conducted and a preliminary modification of the general arrangement of the cruise ship is suggested,according to the latest international rules.It results that the SOFC plant is heavier and occupies more volume on board than a DF gen-set;nevertheless,these features do not affect the floating and the stability of the cruise ship.

固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计

针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。

带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室试验研究

以含硼贫氧固体推进剂为燃料,对带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型首次开展了地面直连试验研究。试验模拟了23km,5.5Ma的飞行工况,通过测量压强、推力和流量等参数,得出了燃烧室性能。试验结果表明:一次富燃燃气在燃气发生器喉部沉积导致燃气流量持续提高,试验过程中当量比由0.44逐渐增加至0.54;本文所研究的凹腔稳焰结构提高了富燃燃气中气相可燃组分的燃烧效率,但对于凝相颗粒燃烧的促进效果不明显;试验工况下发动机总燃烧效率约48%,高空比冲约为423s,高于文献中所报道的中心支板喷射稳焰的固体火箭超燃冲压发动机试验比冲性能。

固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究

为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式三种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。

固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验

针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力增益比冲为3 726.9N·s/kg。

固体火箭冲压发动机技术研究进展

近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技术。总结发现国内外关键技术已取得了较全面突破,逐渐进入工程实用阶段,但燃烧基础问题研究不足。因此,有必要进一步深入开展推进剂细观燃烧、多相湍流燃烧、金属颗粒燃烧等基础科学研究,进而促进固体火箭冲压发动机技术发展。

轴对称结构RBCC燃烧室超燃模态燃烧性能研究

针对以支板火箭作为点火和火焰稳定源,燃料支板喷射燃料的轴对称结构RBCC燃烧室,采用数值模拟和直连试验的方法研究了不同燃烧室构型下燃料喷射方案的变化对超燃模态燃烧性能的影响。结果表明:在燃料支板结合壁面喷射方式下,随着燃料支板喷射量的增加,燃烧室的性能逐渐提升;燃料支板结合中心支板喷射方式下的燃烧性能要优于燃料支板结合壁面喷射的性能;凹腔的加入能在一定程度上促进燃料的燃烧,提升燃烧性能,其内推力是燃料支板结合后向台阶作用下的1.1倍;燃料支板高度的增加可增强燃料与空气的燃烧组织效果,燃烧室产生的推力能完全抵消支板高度增加带来的阻力损失。

固体燃料超燃冲压发动机研究概况

对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、潜在优势,以及国内外研究现状和进展做了详细阐述。从固体燃料超燃冲压发动机工作原理、固体燃料类型、数值模拟以及实验研究等方面出发,论述了固体燃料超燃发动机研究的进展和难点,并对固体燃料超燃冲压发动机未来研究趋势进行了展望。研究认为:固体燃料在超声速流动下的热量分布与表面火焰传播等方面还需要深入研究,需建立不同固体燃料的受热行为模型;应用大涡模拟方法分析微尺度下流场结构并耦合固体燃料传热传质过程的可行性需进一步确认;考虑飞行参数,进气道与隔离段性能的发动机整体数值模拟工作需要进一步加强。

壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算

综合给出了二维超声速进气道特性,并将其应用于壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算中,建立了壅塞可调固体火箭冲压发动机特性计算方法。通过调节燃气发生器喷管喉道面积保持给定空燃比不变。根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的燃气发生器喉道面积变化规律。结果表明,飞行速度/高度对燃气发生器喉道面积调节计划产生相当大的影响;当飞行高度低于设计高度时,高度变化明显改变进气道—发动机匹配工作点,高空低马赫数飞行时,进气道位于严重亚临界工作状态,明显降低了超声速进气道稳定工作范围。

超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究

综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法。选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进气道与发动机在非设计状态下的匹配点轨迹及性能。结果表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,而且严重影响超声速进气道稳定工作范围。

一种新型固体火箭发动机燃料——石蜡基燃料

综述了用于固液混合发动机用的一种新型固体火箭燃料——石蜡基燃料的研究状况,总结了部分具有代表性的研究成果,分析了石蜡基燃料在混合火箭发动机的应用中可能存在的问题。认为石蜡基燃料将是未来固液混合火箭发动机应用中很有发展潜力的一种固体燃料。

固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素研究

为了获得以飞行马赫数5.5巡航工作的固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素,开展了地面直连试验和数值模拟研究。利用数值手段研究了固体燃气喷注方式、扰流装置的形式以及燃烧室扩张比等因素对燃烧室性能的影响规律,获得了高燃烧效率(≥90%)的壁面垂直喷注式发动机燃烧室构型。研究表明:(1)壁面垂直喷注方式能增强富燃燃气与空气的掺混效果,颗粒相的燃烧效率较中心支板式双火箭燃烧室构型提高了25%。(2)对比不同级数的扰流装置对发动机性能影响,同时考虑扰流装置热防护问题和发动机结构复杂程度,双级扰流装置的扰流形式增强效果较优,颗粒相的燃烧效率较单级扰流装置的燃烧室构型方案提高了26%。(3)对比不同燃烧室扩张比对发动机性能影响,扩张比为1.6的燃烧室构型方案颗粒相的燃烧效率为95%。综上所述,通过优化得到了壁面垂直喷注方式、双级扰流装置以及燃烧室扩张比为1.6的高燃烧效率的发动机燃烧室构型。

固体火箭超燃冲压发动机硼基贫氧推进剂配方优选试验研究

针对固体火箭超燃冲压发动机中高焓多相超音速燃烧组织难题,通过改进含硼固体贫氧推进剂配方,为硼颗粒的点火燃烧提供良好的微环境,以进一步缩短硼颗粒的点火延迟时间,开展了三种推进剂配方的直连试验研究。试验结果表明,在5~10μm粒径的基础上,进一步降低硼颗粒粒径至1~2μm,使颗粒的随流性增强,并使得掺混均匀度降低,抵消了硼颗粒粒径减小带来的燃烧性能优化作用;提高一次燃烧效率,使得一次燃气温度提升,硼颗粒的点火燃烧微环境得到改善,显著提高了一次燃气的超音速补燃效率。在试验工况下,硼颗粒的燃烧效率由基础配方的61.2%提高至83%,计算得到的发动机名义比冲由6016 N·s/kg提高至7996 N·s/kg,使其超音速燃烧性能得到了显著提高。

空燃比对固体火箭超燃冲压发动机性能的影响

为了研究空燃比对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响,文中对不同空燃比下补燃室掺混燃烧流场进行了模拟。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。结果表明,化学反应速率随着空燃比的增加而增大;燃烧效率与总压恢复系数随着空燃比的增大而增大;补燃室推力与比冲也随着空燃比的增大而增大。空燃比的选择原则是保证导弹武器的推阻比最佳。

火箭冲压组合发动机的最佳转级马赫数

随着组合发动机在可重复使用的高超声速飞行器中广泛应用,组合发动机转级马赫数的选择对于飞行系统的整体性能至关重要。使用飞行仿真模型计算采用火箭冲压组合动力系统的飞行器的飞行过程,研究了不同的加速方案对应的0~6 Ma加速过程特性以及影响巡航时间的因素。分析表明转级马赫数越低冲压发动机消耗的燃油量越高,但转级马赫数较高时,火箭发动机的耗油率增加,因此火箭组合发动机存在最佳的转级马赫数。通过对最佳转级马赫数的影响因素进行分析,发现最佳转级马赫数受火箭发动机的比冲影响较大,在宽速域推进系统中使用具有高比冲和推力的火箭将增加高超音速飞行器的巡航时间。

喷孔结构对头部进气固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能的影响

为提升头部进气固体火箭超燃冲压发动机的燃烧性能,采用数值模拟方法研究了富燃燃气喷孔结构形式对发动机燃烧性能的影响。研究结果表明相比传统的圆形截面喷孔结构,采用椭圆截面喷孔结构条件下富燃燃气与空气的掺混更加充分,化学反应速率更高,具有更高的推力及比冲增益。随着椭圆截面喷孔长半轴与短半轴比值的增大,补燃室燃烧性能更加优异,建议工程上采用椭圆截面喷孔。

飞行高度对头部进气固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能的影响

基于头部进气固体火箭超燃冲压发动机工作特点,以高度25 km、飞行速度Ma 6作为设计状态,对头部进气固体火箭超燃冲压发动机各部件进行了初步设计。采用数值模拟方法,研究了不同飞行高度下头部进气固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧性能的变化规律。研究结果表明,随着飞行高度的增大,化学反应速率整体降低,燃烧效率逐渐下降,引起补燃室推力及比冲增益减小。

固液火箭发动机性能特征

介绍了国外固液火箭发动机研制的进展。阐明了固液发动机比冲、可多次启动 关机、推力可调、安全性好和成本低等特点。分析了固液发动机推进剂的燃烧特性和发动机性能特性、与液体和固体火箭发动机的不同,以及研制的技术难度等。最后探讨了固液火箭发动机的应用范围。

固体火箭超燃冲压发动机燃烧技术研究进展

固体火箭超燃冲压发动机具有燃气流量调节方便、火焰稳定性好、掺混燃烧效率高等优势,有望成为未来高超声速导弹的优选动力装置,具有重要的军事应用价值。本文从固体火箭超燃冲压发动机燃烧技术角度综述了发动机燃烧组织技术的研究进展,包括含硼贫氧固体推进剂燃烧研究、富燃燃气喷注技术研究和燃烧室燃烧增强技术研究。介绍了固体火箭超燃冲压发动机燃烧过程中的基础科学问题研究进展,包括超声速气流中气固两相输运特性和硼颗粒点火燃烧特性研究进展。最后,对固体火箭超燃冲压发动机燃烧技术进行了总结并对其未来发展方向进行了展望。

含能碳氢燃料燃烧特性及发动机应用研究进展

在液体碳氢燃料中添加铝、硼等高能固体颗粒是提高燃料能量特性的有效手段,也是未来高性能火箭发动机和冲压发动机性能提升的重要基础。对含能碳氢燃料的发展历程和当前需求进行介绍,重点分析对比了含能碳氢燃料的2种类型及各自优势;综述了国内外开展的含能碳氢燃料单液滴燃烧实验研究,介绍了含能碳氢燃料液滴的特征燃烧过程和典型燃烧现象;总结了国内外研究机构在火箭发动机、亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机平台中开展的含能碳氢燃料应用研究进展。最后,对含能碳氢燃料的下一步研究进行展望。