天然气/柴油双燃料发动机排放的影响因素

本文对引燃柴油供油提前角和天然气替代柴油率对天然气 /柴油双燃料发动机排放性能的影响进行了试验研究 .结果表明 ,随引燃柴油供油提前角的变更和天然气替代柴油率的变化 ,发动机排放物中 THC、 CO和 NOx有较大变化 .综合考虑发动机的排放性能及动力性等 ,得出了双燃料试验样机引燃油供油提前角和天然气替代柴油率的较佳范围     

双燃料微喷技术及方案设计探讨

总结了国内外天然气汽车双燃料发动机微喷技术的发展现状 ,探讨了柴油 /天然气双燃料微喷技术的必要性和技术要求 ,结合当今蓄压共轨式柴油喷射、调制式柴油喷射等技术对双燃料微喷方案进行了设计 ,从实现技术和条件两个方面对不同方案进行了分析 .     

天然气／柴油双燃料发动机排放的影响因素

本对引燃柴油供油提前角和天然气替代柴油率对天然气／柴油双燃料发动机排放性能的影响进行了试验研究．结果表明，随引燃柴油供油提前角的变更和天然气替代柴油率的变化，发动机排放物中THC、CO和NOx有较大变化．综合考虑发动机的排放性能及动力性等，得出了双燃料试验样机引燃油供油提前角和天然气替代柴油率的较佳范围．     

大型运载火箭,天地往返运输系统主发动机的发展

本文通过世界发展航天技术的先进国家在探索、研究大型运载火箭与天地往返运输系统动力装置方面所取得的成就说明液氢燃料(由于其具有高比冲等独特的优越性)在航空航天技术发展中越来越显示了无比的竞争力。论述了高压分级燃烧氢氧发动机是大型运载火箭芯级动力装置,也是天地往返系统轨道级重复使用动力装置的发展方向,同时指出氢、氧、烃双燃料三组元发动机是大型运载火箭动力装置的新发展方向。论述了以氢为燃料的吸气式组合发动机是发展天地往返运输系统空天飞机动力装置的可能趋势。     

三组元高压推力室试验技术研究

通过对氧烃氢三组元推力室试验特点,技术关键的论述和分析,确定了正确的三组元推力室的试验启动程序;解决了高压低温条件下的系统密封,停车水击压力冲击,双燃料系统相互影响及氢组元流量测控等问题,由于这些技术关键的圆满解决,全部试验（４次）均为一次成功,本项试验的成功,验证了三组元发动机概念的可行性。     

应急轨道飞行器动力装置的方案选择

适应未来多种任务需要的飞行器,必定是在指挥决策下达后几分钟之内就进入轨道。这样的应急轨道飞行器,在动力要求上可能与为常规运输设计的飞行器有些不同,但是,应急轨道飞行器的研究,还应当在过去动力评价研究基础上去进行。本文研究的吸气式推进系统,包括复合、吸气涡轮火箭和超音速燃烧冲压发动机在内的吸气式发动机,其中的火箭又包括双燃料和只用碳氢化合物的火箭。从评价结果中得出的一种意见认为,用超音速多级组合的水平起飞吸气式喷气发动机系统,比火箭发动机系统的发展费用高。主要原因是吸气式喷气发动机的研制费用太高;另一种意见认为,只用碳氢化合物的火箭发动机垂直起飞系统可能是行得通的,不再采用液氢燃料,可能是值得应急轨道飞行器采用的。     

柴油引燃天然气双燃料燃烧稳定性研究

本文对天然气和柴油双燃料发动机的复合燃烧规律进行了研究，主要阐述负荷、转速、替代率、柴油供油特性、引燃油量、进气混合气浓度和供油提前角等因素对燃烧循环变动、燃烧恶化和爆震燃烧等的影响及其特征。     

单级入轨运载器的双混合比氢氧发动机

本文讨论了火箭推进的单级入轨运载器的发动机要求,并确定了一种特性符合那些要求的双混合比氢/氧分级燃烧发动机方案。这种发动机在本世纪末之前可以投入使用。为了使国家航天委员会设想的航天活动得到发展,以及为了满足空军、战略防御倡仪组织和美航宇局的要求,向空间运送物质的费用必颁得到大幅度的减少(大约一个数量级)。航天运输体系结构研究组织已提出了一种低操作费用的重复使用系统以达到这个目标。完全重复使用的单级入轨运载器显得最有可能,但发动机要求的困难最大。一个单一的推进系统必须同时具有发射阶段的助推器特性和完成弹道末段飞行的上面级特性。人们总是提出采用双燃料火箭发动机,但这种发动机非常复杂,并且要求有很大的技术发展(燃气活门、独特的喷管构形、环状燃烧室、燃烧室压力达到5000磅/英寸~2等)。普拉特·惠特尼公司通过自筹资金研究,已确定了一种不太复杂的双混合比(12:1和6:1)的氢/氧分级燃烧循环发动机,在助推器工作段,它以燃烧室压力为4000磅/英寸~2、氧化剂/燃料=12的状态工作,然后过渡到燃烧室压力为2700磅/英寸~2、氧化剂/燃料=6.0的降低压力的高空工作状态。这种发动机采用了创新的涡轮泵组件、无叶片冷却式涡轮、双喷咀主喷注器和轻重量的双工况喷管。这种发动机的内部工作特性(泵出口压力、燃烧室热通量等)都不超出目前的技术范围。对单级入轨系统的初步研究表明,用这种发动机的运载器和用航天飞机主发动机推进的系统比较,其干重减少25%。这种发动机在材料或性能水平方面不需要任何突破技术,仅需要对创新的组件构形进行验证。     

超燃冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＝５－８飞行状态的试验。最近进行了模拟Ｍａ＝５．９－６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

超然冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＋５～８飞行状态的试验。是近进行了模拟Ｍａ＝５．９～６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波系（在喷嘴平面产生亚音速气流）的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

未来大推力液体火箭发动机的方案研讨

根据未来航天运载系统需求，提出采用液化天然气（甲烷、丙烷）作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是：采用液氧－碳氢燃料－液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大推力液体火箭发展的新方向，为研制单级入轨的新型运载火箭提供新的系统方案     

超空泡鱼雷推进系统相关问题设计初探

总结了超空泡鱼雷对推进系统的3个设计要求，通过超空泡鱼雷推进系统与传统推进系统比功率的对比，确定超空泡鱼雷推进装置的类型宜选喷射推进装置；计算确定了鱼雷航程与燃料比冲量及密度的关系，选择水反应金属作为主要燃料。对采用金属水反应发动机的超空泡鱼雷推进系统工作原理和控制方式进行了详细论述，提出使用启动药柱和涡流旋转燃烧室解决金属水反应发动机启动和持续反应的问题，通过改变超空泡鱼雷尾部喷嘴喷出气体的方向来控制鱼雷的航行姿态。研究表明，采用铝水反应发动机的喷射推进系统可以满足超空泡鱼雷推进系统的设计要求。     

基于变量泵和喷嘴数的无级变速涡轮发动机

由于基于流量的单变量控制涡轮发动机动力系统运行经济性较差,提出了基于喷嘴数开环控制和变量燃料泵流量闭环控制的方法,进而实现涡轮发动机的无级变速。闭环控制采用改进的自适应算法,使得双变量控制方法简单实用,适用于无级变速反舰兼反潜的重型水下航行器,提高了系统运行效率和平稳性。仿真结果表明,水下航行器涡轮机动力系统采用喷嘴数开环调节和变量燃料泵流量闭环调节的双变量方式,系统的压力波动和转速波动小,同时较采用单一流量调节的系统燃料秒耗量降低了28％,涡轮叶片前的温度也可降低约230K。     

495三用燃料发动机的研制

鉴于传统发动机对多种燃料适应性差 (甚至根本无法燃用多种燃料 )、环境污染严重的问题 ,作者研制开发了 4 95低排放三用燃料发动机 .该文介绍了三用燃料发动机燃料系的组成及工作原理 ,提出了三用燃料发动机燃料供给系的共轨模式 ,给出了三用燃料发动机燃料供给系设计计算的理论与方法 ,同时对 4 95甲醇 /汽油 /LPG三用燃料发动机进行了试验研究 .结果表明 ,4 95三用燃料发动机的动力性能、经济性能及排放特性良好 ,有效解决了传统发动机对多种燃料适应性差及环境污染严重的问题 ,为三用燃料发动机的开发利用提供了一定的理论依据     

天然气掺氢发动机燃气供给系统设计与试验研究

提出了将滑动弧电解制氢装置应用到天然气发动机中,通过电解天然气制氢,轻松实现天然气（CNG）发动机到天然气掺氢（HCNG）发动机的改装。通过自制装置,进行了过量空气系数和点火提前角与燃用不同掺氢比例的HCNG对发动机排放特性影响的试验研究。结果表明,发动机燃用HCNG,其HC和CO的排放都减少,NOx排放量增加,但随着过量空气系数的增加或点火提前角的减少,NOx排放会大大减少,排放性能得到优化。同时进行了体积掺氢比20%的HCNG和纯CNG外特性对比试验研究,结果表明,相比纯CNG,燃用掺氢20%HCNG后,其动力性变化不大,燃料消耗率却相应的减少,经济性得到改善。     

ZS1100M柴油机双ω型燃烧系统的试验研究

为了改善柴油机喷雾空间分布,提高缸内空气利用率,加强燃烧室内的气流运动,提出了带双ω燃烧室的燃烧系统,并在ZS1100M型柴油机上进行了初步性能试验。研究结果表明：双ω燃烧室的几何形状对柴油机燃烧系统的油耗与排放性能有较大的影响。在额定工况下,57型燃烧室方案的油耗与碳烟排放最低;65型燃烧室方案的NO_x排放与原机相比基本不变,油耗却降低了2.2%,碳烟排放降低了8.3%. 在额定转速下,65型燃烧室的油嘴突出高度在2.6 mm时油耗与碳烟排放性能最优。在转速1 500 r/min下,采用双排喷孔的各方案在中小负荷时油耗均比采用单排喷孔的原机方案要低;适当增加上排喷孔数,减小双ω燃烧室的喉口直径能进一步降低油耗。     

带针阀密封式出油阀供油系统参数的研究

本文探讨了在改善非增压6V15V柴油机性能的过程中,针阀密封式出油阀供油系统参数对柴油机性能的影响。当供油速率不变,兼顾喷雾质量与喷油延续期两方面,喷孔流通截面存在着一个最佳值;讨论了柱塞直径对经济性的特殊影响;提出了在喷油泵试验台上予选供油系统参数的方法。     

基于GO-Markov的飞机燃油闭环控制系统可靠性分析

飞机燃油控制系统是发动机的能量控制中枢,对飞机的飞行性能有重要影响。发动机电子控制器通过调节进入燃烧室的燃油流量来控制发动机的推力,同时旁通活门反向打开形成闭环反馈控制系统。利用GO法难以准确对其进行可靠性分析,为此提出一种基于GO法的系统可靠性计算方法。依据飞机燃油控制系统原理图建立GO模型,对闭环回路环节进行状态组合。利用马尔可夫状态转移过程获得状态转移矩阵,推导出闭环回路环节的稳态概率公式,并对某型飞机燃油控制系统进行可靠性计算。计算结果表明,在不改变GO法建模规则的前提下,该方法考虑了闭环回路反馈信号对系统可靠性的影响,能更真实地反映飞机燃油闭环控制系统的可靠性。