氢氧燃烧热力循环系统的特性分析 段婷婷X郭晓丹 (华北电力大学动力工程系,北京102206) 摘要:本文主要阐述了新型氢氧燃烧热力循环的系统的构成,并进行了特性的分析,指出了新型氢氧热力循环的应用前景。 关键词:氢氧燃烧;热力循环;特性分析 未来全球能源领域将面临前所未有的巨大挑战。为了解决不断增长的能源需求与日益严重的环境污染及温室效应之间的尖锐矛盾,世界能源结构亟待调整,特别目前以化石燃料为主的能源格局需要逐步改变。在能源与动力领域,通过热力循环实现机械能的输出,围绕热力循环的研究是能源利用转换领域永恒的课题。人们一方面寻求和开发新能源,例如太阳能、核能、地热能、风能、潮汐能等,另一方面就是要开拓研究高效、洁净能源利用的新循环、新机理、新技术。在众多新能源中,氢能以其热值高、无污染和不产生温室气体等独特优点引起了人们越来越多的关注,利用氢氧燃烧的新的联合循环形式也应运而生。氢氧燃料具有燃烧清洁无污染、能量阶梯利用率高等特点。早在上世纪90年代初,就有日、美等国科技工作者提出氢氧燃烧联合循环的设想。现在,美国与日本均有科研计划将之付诸实用的研究。本文主要分析利用氢氧燃料的热力循环系统各自的性能特点,并对其可行性进行了分析评价。 一、系统构成及特性 1.与传统燃煤蒸汽透平相结合的氢氧燃烧系统 (1)系统的构成 图1所表示的是一个中间一次再热的135MW燃煤蒸汽透平循环的系统图作为本文的参考系统。系统包括八段抽气,给水温度为251e。表1给出了参考系统的运行参数。在此基础上提出几种与传统热力循环相结合的新型系统。新系统的设计主要添加了两个部分: 1氢氧燃烧装置将用于高压缸排气的再热,白色箭头处为混合式的氢氧燃烧蒸汽再热装置。 o如图1所示,灰色箭头处为氢氧燃烧蒸汽过热装置,用于从燃煤锅炉出来的蒸汽过热。 假设温度和压力等条件均满足,则可以提出以下四种循环,如表2所示。所有的循环都添加了混合式氢氧燃烧再热器(白色箭头处),并且第三和第四种循环添加了混合式氢氧燃烧过热器(灰色箭头处)。所有的低温回热系统都与参考系统相同,只是需对高温回热系统进行重新设计。改造后的系统中压缸抽气的压力和流量要求与相应的参考系统相一 致。 图1参考系统图 (2)系统的特点 如表2给出的参考系统参数,我们可以进行相应的计算以评估其性能。经过计算可以得出各个系统的如下特点。 四个系统的整体循环氢效率可以达到59.7%-61.8%,氢的利用率很高,而对于总的效率,仅燃用煤的参考系统为36.2%,四个系统的效率则可以达到56.2%-58.3%,因此应用这些装置势必会带来可观的收益和更高的能源利用价值。 就系统损失来说,对于同样的机械动力输出,燃煤量降低,相应的烟气损失也降低,但每个系统的冷源损失变化很小,可以认为是恒定的。 经过分析,四个系统具有十分相似的特征,但最为明显 X作者简介:段婷婷(1983-),女,河北保定人,华北电力大学动力工程系热能工程专业06级硕士研究生。 中国电力教育2007年研究综述与技术论坛专刊
843 《火箭发动机原理》 考试大纲 一、考试内容： 根据我校教学及该试题涵盖专业多的特点，对考试范围作以下要求： 1、火箭发动机绪论：两次能量转换、固体火箭发动机的结构、固体和液体火箭发动机的优缺点。 2、火箭发动机的工作参数：推力、推力系数、质量流率、特征速度、总冲、比冲的概念；高度和膨胀状态对推力系数的影响；最大推力产生的条件；相关的计算。 3、固体推进剂：固体推进剂的分类；推进剂的主要成分和作用；推进剂的加工工艺；衡量推进剂的能量标准；双基推进剂的贮存安定性问题。 4、火箭发动机燃烧室热力计算：燃烧室热力计算的内容、模型和计算步骤；固体推进剂的假定化学式；GIBBS自由能法和布莱克林法的计算思路；输运过程。 5、喷管流动过程：冻结流动和平衡流动；喷管流动的热力计算方法；发动机冲量系数；喷管流动所包含的损失；二相流损失的概念和形成喷管二相流损失的原因。 6、固体推进剂的燃烧：双基推进剂的多阶段模型；复合推进剂的多火焰模型；燃速的温度敏感系数；侵蚀燃烧概念、机理以及对发动机性能产生的影响；压强对双基和复合推进剂燃烧的影响机理；异常燃烧；平台燃烧；平台推进剂。 7、固体火箭发动机内弹道计算：平衡压强的概念、公式及计算；燃烧室压强的稳定性条件；燃喉比K、喉通比J和波别多诺斯采夫准则的概念和物理意义；燃气流动和侵蚀燃烧对平衡压强的影响；一维内弹道的计算方法；点火延迟。 8、液体火箭发动机系统：开式循环和闭式循环。 9、液体推进剂：常用的液体推进剂，化学当量比和余氧系数。 10、推力室工作过程：推力室的气动区域划分；燃烧准备过程；雾化作用和雾化质量的影响因素；韦伯数；平均直径。 11、推力室的冷却：再生冷却；表面沸腾换热。 二、参考书目
§2.1内能、焓、自由能和吉布斯函数的全微分 热力学函数中的物态方程、内能和熵是基本热力学函数，不仅因为它们对应热力学状态描述第零定律、第一定律和第二定律，而且其它热力学函数也可以由这三个基本热力学函数导出。 焓：自由能： 吉布斯函数： 下面我们由热力学的基本方程(1) 即内能的全微分表达式推导焓、自由能和吉布斯函数的全微分 焓、自由能和吉布斯函数的全微分 o焓的全微分 由焓的定义式，求微分，得， 将（1）式代入上式得(2) o自由能的全微分 由得 (3) o吉布斯函数的全微分 (4)
从方程（1）（2）（3）（4）我们容易写出内能、焓、自由能和吉布斯函数的全微分dU，dH，dF，和dG独立变量分别是S，V；S，P；T，V和T，P 所以函数U（S，V），H（S，P），F（T，V），G（T，P）就是我们在§2.5将要讲到的特性函数。下面从这几个函数和它们的全微分方程来推出麦氏关系。 二、热力学（Maxwell）关系(麦克斯韦或麦氏) (1)U（S，V） 利用全微分性质（5） 用（1）式相比得（6） 再利用求偏导数的次序可以交换的性质，即 （6）式得（7） （2） H（S，P） 同（2）式相比有 由得（8） （3） F（T，V）
同（3）式相比 （9） （4） G（T，P） 同（4）式相比有 （10） （7），（8），（9），（10）式给出了热力学量的偏导数之间的关系，称为麦克斯韦（J.C.Maxwell）关系，简称麦氏关系。它是热力学参量偏导数之间的关系，利用麦氏关系，可以从以知的热力学量推导出系统的全部热力学量，可以将不能直接测量的物理量表示出来。例如，只要知道物态方程，就可以利用（9），（10）式求出熵的变化，即可求出熵函数。 §2.2麦氏关系的简单应用 证明 1. 求 选T,V为独立变量，则内能U（T,V）的全微分为 （1） 熵函数S(T,V)的全微分为( 2)
热力学与统计物理课程教案 第二章均匀物质的热力学性质
2.1 内能、焓、自由能和吉布斯函数的全微分 1、全微分形式、、、G F H U 在第一章我们根据热力学的基本规律引出了三个基本的热力学函数，物态方程、内能和熵，并导出了热力学基本方程：PdV TdS dU -=①。即U 作为V S 、函数的全微分表达式。 焓的定义：PV U H +=，可得：VdP TdS dH += ②，即H 作为P S 、函数的全微分表达式。 自由能：TS U F -=，求微分并代入①式可得：PdV SdT dF --= ③ 吉布斯函数：PdV TS U G +-=，求微分并代入①可得：VdP SdT dG +-=④ 2、麦氏关系的推导 U 作为V S 、的函数：()V S U U ,=，其全微分为：dV V U dS S U dU S V ??? ????+??? ????= 与(1)式比较，得：V S U T ??? ????=，S V U P ??? ????-=， 求二次偏导数并交换次序，得：V S S P V T V S U ??? ????-=??? ????=???2⑤， 类似地，由焓的全微分表达式②可得： P S H T ??? ????=，S P H V ??? ????=，P S S V P T P S H ??? ????=??? ????=???2⑥， 由自由能的全微分表达式可得： V T F S ??? ????=-，T V F P ??? ????=-，V T T P V S V T F ??? ????=??? ????=???2⑦ 由吉布斯函数的全微分表达式可得： P T G S ??? ????=-，T P G V ??? ????=，P T T V P S P T G ??? ????-=??? ????=???2⑧。 ⑤-⑧四式给出了V P T S ,,,这四个量的偏导数之间的关系。 2.2 麦氏关系的简单应用
斯特林循环 Stirling cycle 热气机（即斯特林发动机）的理想热力循环，为19世纪苏格兰人R.斯特林 所提出，因而得名。图[斯特林循环的-和- 图]-和-图" class=image>为斯 特林循环在压-容(-)图和温-熵(T-S)图上的表示。它是由两个定容吸热过程和两个定温膨胀过程组成的可逆循环，而且定容放热过程放出的热量恰好为定容吸热过程所吸收。热机在定温(T1)膨胀过程中从高温热源吸热，而在定温(T2)压缩过程中向低温热源放热。斯特林循环的热效率为 [0727-01]式中W为输出的净功；Q1为输 入的热量。根据这个公式，只取决于T1和T2，T1越高、T2越低时，则越高，而且等于相同温度范围内的卡诺循环热效率。因此，斯特林发动机是一种很有前途的热力发动机。斯特林循环也可以反向操作，这时它就成为最有效的制冷机循环。 卡诺热机循环的效率 让我们分析以理想气体为工作物质的卡诺热机循环并求其效率。以v表示理想气体的摩尔数，以T1和T2分别表示高温和低温热库的温度。气体的循环过程如图10.12所示。它分为以下几个阶段，两个定温和两个绝热过程。 1→2：使温度为T1的高温热库和气缸接触，气缸内的气体吸热作等温膨胀。体积由V1增大到V2。由于气体内能不变，它吸收的热量就等于它对外界做的功。利用公式(10.3)可得
2→3：将高温热库移开，气缸内的气体作绝热膨胀，体积变为V3，温度降到T2。 3→4：使温度为T2的低温热库和气缸接触，缸内的气体等温地被压缩到体积V4，使状态4和状态1位于同一条绝热线上，在这一过程中，气体向低温热库放出的热量为 4→1：将低温热库移开，缸内的气体绝热地被压缩到起始状态1，完成一次循环。 在一次循环中，气体对外做的净功为 W=Q1-Q2 卡诺循环中的能量交换与转化关系可用图10.13那样的能流图表示。 根据热机效率的定义公式(10.23)，可得理想气体卡诺热机循环的效率为 根据理想气体的绝热过程方程，对两条绝热线应分别有 两式相比，可得 从而有
热力学计算 1.1热力学计算 已知条件如下： 压缩比ε=9.5，缸数i=4,在转速为n=5500转每分钟时额定功率Ne=50KW 。 汽油成分gc=0.85,gh=0.15,Mt=114低热值Hu=44100kJ/kg 。 大气状态：P 0=1atm=1.033Kgf/cm 2,T 0=288K ；曲柄半径与连杆长度比： R/L=0.31。 (一)、原始参数的选择 1、过量空气空气系数a=0.9 2、进气系统阻力的流量系数7.0=?i 3、示功图丰满系数96.0=? (二)、排气过程： 1、排气终了压力P r P r =1.0+0.30N n n （Kgf/cm 2）=1.2（Kgf/cm 2） 其中 N n =1.5n (1-1) 2、排气终了温c 度T r T r =850+350N n n （K ）=850+350=1200（K ） (1-2) （三）进气过程： 1、4.2=e h N V f ? 2.131000 55004.2=?=h V f （cm 2/L ） (1-3) 2、进气压力5 .322262*********??????????? ??--???? ???-=εδε?f V n P P h a =0.930（Kgf/cm 2）(1-4) 3、△T=△T N （110-0.0125n ）/(110-0.0125n e ),取△T N =17o C 则△T=17o C 4、残余废气系数2 .1930.05.92.1120017288-??+=-??+= r a r r r P P P T T T εγ=0.040 (1-5) 5、进气温度 a T =0T +?T=16+17=33C 0=306 K (1-6) 6、充气系数c
火箭发动机 科技名词定义 中文名称：火箭发动机 英文名称：rocket engine 定义：由飞行器自带推进剂，不依赖外界空气提供氧化剂的喷气发动机。 应用学科：航空科技（一级学科）；推进技术与航空动力装置（二级学科） 以上内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。目录
?火箭发动机的优势 ?现代火箭发动机 ?其他能源的火箭发动机 ?我国最新成果 ?世界知名火箭发动机 展开 编辑本段简介 火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂箱或运载工具内的反应物料（推进剂）变成高速射流，由于牛顿第三定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等地面应用。大部分火 火箭发动机 箭发动机都是内燃机，也有非燃烧形式的发动机。 编辑本段工作原理 大部分发动机靠排出高温高速尾气来获得推力，固体或液体推进剂（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200 bar）燃烧产生尾气。 向燃烧室供入推进剂 液体火箭通过泵将氧化剂和燃料分别泵入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧。而固体火箭的推进剂事先混合好放入储存室，工作时储存室就是燃烧室。固液混合火箭使用固体和液体混合的推进剂或气体推进剂，也有使用高能电源将惰性反应物料送入热交换机加热，这就不需要燃烧室。
火箭发动机 火箭推进剂在燃烧并排出产生推力前通常储存在推进剂箱中。推进剂一般选用化学推进剂，在经历放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。 燃烧室 化学火箭的燃烧室通常呈圆柱体形，其尺寸要满足推进剂充分燃烧，所用推进剂不同，尺寸不同。用L * 描述燃烧室尺寸 公式 这里： Vc 是燃烧室容量 At 是喷口面积 L* 的范围通常为25-60英尺（0.6 - 1.5 m） 燃烧室的压力和温度通常达到极值，不同于吸气式喷气发动机有足够的氮气来稀释和冷却燃烧，火箭发动机燃烧室的温度可达到化学上的标准值。而高压意味着热量在燃烧室壁的传导速度非常快。 喷嘴 发动机的外形主要取决于膨胀喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。 如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。
航空发动机热力计算 根据廉筱纯和吴虎编著的《航空发动机原理》一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的计算，当然读者可以很随意的修改就能得到发动机的其他性能参数； 对书中的修改之处的说明： 1、155页计算油气比f 时公式为：f =C pg T t4?C p T t3 b H u ?C pg T t4 若仅仅用假定的数 值所得到的f 为负值，因为此处单位不统一，H u 必须乘以1000；后面涉及油气比计算时类似； 2、计算如T t4a T t4, T t4.5T t4a , T t5T t4c , T t4c T t4.5 如此形式的值时，一律用中间变量tm 代替； 3、157页 τ2m =T t4c T t4.5= 1?β?δ1?δ2 1+f +δ1δ2C p T t3/(C pg T t4.5) 1?β?δ1?δ2 1+f +δ1+δ2 应改成 τ2m =T t4c T t4.5 = 1?β?δ1?δ2 1+f +δ1+δ2C p T t3/(C pg T t4.5) 1?β?δ1?δ2 1+f +δ1+δ2 4、程序中由于不能定义希腊字母为变量，程序中都以近似的读音来定义变量，作如下说明：
①δ1 ：d1，含有δ的类似，用d代替δ； : nb，含有η的类似, 用n代替η； ②η b ③πcl：Picl，含有π的类似；用Pi代替π ④β：bt ，读音有点相近； 另外，程序中定义了加力的标志sign：若计算加力情况则把sign的值置为1，不加力则定义1以外的数值即可。 程序如下： #include
火箭发动机复习提纲 1、火箭发动机主要组成？工作过程？优、缺点？ 2、掌握表征火箭发动机性能的各主要参数的定义、计算公式、影响因素等，如推力（真空推力、特征推力、等效喷气速度）、推力系数、比冲、总冲、特征速度、工作时间、燃烧时间、点火延迟时间、冲量系数等。 1
3、按照推进剂的细微结构分类，双基推进剂和复合推进剂各属于什么推进剂？各自的基本组元？它们稳态燃烧过程的主要区别是什么？ 4、推进剂的燃速？常用的燃速公式？推进剂的燃速特性？确定燃速特性的主要方法？燃速与哪些因素有关？何谓燃速的温度敏感系数？ 2
5、液体火箭发动机推进剂供应系统的分类？泵压式的开式和闭式循环？各循环的工作原理图？ 6、何谓固体推进剂“几何燃烧规律”（或称“平行层燃烧规律”）？ 7、试证明喷管工作在完全膨胀（ P=a P）状态时产 e 生的推力最大。而为什么高空工作的二、三级喷管采用欠膨胀？ 3
8、掌握固体推进剂中双基推进剂的多阶段燃烧模型和复合推进剂的多火焰燃烧模型，以及固体推进剂的侵蚀燃烧现象和产生侵蚀燃烧的机理、判断准则、预防措施等。 9、喷管流动中的主要损失有哪些？产生二相流损失的主要原因？ 4
10、掌握固体火箭发动机热力计算（包括燃烧室热力计算和喷管热力计算）的主要任务、计算模型和主要的计算步骤等。 11、何谓平衡压强？试用图解法讨论平衡压强的稳定性条件？为了满足这个稳定性条件，对推进剂燃速特性（如n r=）应有什么要求？ ap 12、计算题，以固体火箭发动机性能参数和内弹道 5
性能计算为主，注意以下几点： （1） 熟记固体火箭发动机性能参数计算的一些简单公式（见P28，图2-13）。 （2） 熟记内弹道计算的平衡压强公式，并掌握影响平衡压强的主要因素 （3） 计算中注意公式中各参量的单位及单位的换算，以确保计算结果的正确性。 6
内燃机热力循环 一、燃气轮机循环 燃气轮机理想循环为布雷顿循环（Brayton Cycle) ，它是工质连续流动做功的一种轮机循环，如图1所示 。它既可作内燃布雷顿循环，又可作外燃布雷顿循环。内燃的布雷顿循环为开式循环，常用工质为空气或燃气。外燃的布雷顿循环是闭式循环，通过热交换器对工质加热，在另一热交换器排出工质余热。 循环过程为： 工质在压气机中等熵压缩1－2，在燃烧室（或热交换器中）等压加热2－3 ，在燃气轮机中等熵膨胀3－4和等压排气4－1 。 图1 燃气轮机循环 燃气轮机循环的指示热效率为 11k k i c ηπ-=- 式中，c π为压气机中气体的压比，k 为比热比。 燃气轮机开式循环常与内燃机基本循环配合使用。 二、涡轮增压内燃机热力循环 将涡轮增压技术（或燃气轮机技术）应用到内燃机上是内燃机循环的一项重大技术发展。一方面内燃机希望获得更多的进气（或可燃混合气）充量，以提高内燃机的功率和热效率；另一方面从内燃机排出的高温、高压废气能导入燃气涡轮中再作功，推动与燃气涡轮相连（同轴）的压气机来提高进气（或可燃混合气）的压力供给内燃机，这样就成为涡轮增压内燃机。涡轮增压内燃机有等压涡轮和变压涡轮两种系统，它们的热力循环也有所不同。 1．恒压涡轮增压内燃机热力循环 图2是等压涡轮增压内燃机热力循环。它由内燃机基本循环1→2→3’→3→4→1和燃气轮机循环7→1→5→6→7组成。
图2 等压涡轮增压内燃机热力循环 压气机将气体从状态7（大气压力p0）等熵压缩到状态1（压力为p s）之后进入内燃机。按内燃机热力循环到达状态4。气体在排气过程进入等压涡轮时由于排气门的节流损失和排气动能在排气总管内的膨胀、摩擦、涡流等损失而变成热能，气体温度升高，体积膨胀而到达状态5。气体从4→5 这部分能量没有利用，对内燃机来说相当于从状态4直接回到状态1。气体在等压涡轮中从状态5等熵膨胀到状态6，然后排入大气。 2 ．变压涡轮增压内燃机热力循环 变压涡轮增压内燃机热力循环如图3 。与等压涡轮增压内燃机热力循环不同，变压涡轮增压内燃机中气体从状态4 进入变压涡轮中排气能量不会由于排气管突然变粗而膨胀损失，进入变压涡轮前的气体压力在p4与p1’之间变化。如不计气体流动中的摩擦损失，气体在涡轮中的膨胀从开始排气时的p4→p5到最后的p1’→p5（因为后面从气缸中排出的气体压力不断下降）。 图3 变压涡轮增压内燃机热力循环 内燃机的等容放热过程4→1可看成为涡轮的等容加热过程1→4 ，然后为气体在涡轮内的等熵膨胀4→5 。5→6为等压放热过程。6→1为气体在压气机中的等熵压缩过程。 三、涡轮增压中冷内燃机热力循环
《火箭发动机原理》课程教学大纲 课程代码：110132307 课程英文名称：Solid Rocket Motor 课程总学时：32 讲课：32 实验：0 上机：0 适用专业：弹药工程与爆炸技术 大纲编写（修订）时间：2017.10 一、大纲使用说明 （一）课程的地位及教学目标 本门课程是弹药工程与爆炸技术专业的一门专业选修课。固体火箭发动机是卫星、火箭、飞机、导弹等产品的动力装置，它在现代科学技术研究，国民经济的发展，人们日常生活的改善等方面有着很大的利用价值，在本专业中对于火箭、导弹或炮弹增程有着极其重要的作用。 通过本课程的学习，学生将达到以下要求： 1．熟练掌握固体火箭发动机的基本结构、工作原理，燃气在喷管与燃烧室内的流动过程，掌握固体火箭发动机内弹道的计算方法。 2．掌握固体火箭发动机的总体结构设计方法。 3．要求学生能将所学知识灵活运用于产品的设计和生活实践当中。 （二）知识、能力及技能方面的基本要求 要求学生理解并掌握《火箭发动机原理》这门课程，使学生对固体火箭发动机有一定的认识。 1.掌握固体火箭发动机原理的主要内容，包括固体火箭发动机的工作原理、固体火箭推进剂以及固体火箭推进剂在燃烧室中的燃烧过程、燃气在喷管中的流动过程、固体火箭发动机性能参数、固体火箭发动机的热力计算、固体火箭发动机的内弹道计算方法等方面的知识。 2.掌握固体火箭发动机设计的主要内容，包括固体火箭发动机的基本结构，主要设计参量的选择，发动机结构的初步设计等。 3.了解固体火箭发动机的应用及发展趋势，并能用所学知识指导在本领域的技术研究和产品的设计。 （三）实施说明 1．教学方法：课堂讲授中重点对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法进行讲解。培养学生的思考能力和分析问题的能力。在讲授中注意采用理论知识与实际应用相结合的方法，提高学生分析问题、解决问题的能力。 2．教学手段：在教学中主要采用电子教案、CAI 课件及多媒体教学系统等教学手段相结合。 （四）对先修课的要求 要求学生先修高等数学、理论力学、材料力学、流体力学、气体动力学、工程热力学、数值分析、机械设计、计算机基础等课程。 （五）对习题课的要求 通过对固体火箭发动机的基本结构与工作原理，固体推进剂的分类，内弹道计算及发动机的结构设计等内容有针对性的布置习题，以巩固和加强所学的理论。 （六）课程考核方式 1.考核方式：考查。 2.考试目标：重点考核学生对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法的理解程度和掌握程度。
第43卷 第11期2009年11月 西 安 交 通 大 学 学 报 JOURNAL OF XI AN JIAOT ON G U NIVERSIT Y Vo l.43 !11Nov.2009 收稿日期:2009 03 13. 作者简介:何茂刚(1970-),男,教授,博士生导师. 基金项目:国家自然科学基金资助项目(50776070,50821064). 车用发动机余热回收的新型联合热力循环 何茂刚,张新欣,曾科 (西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安) 摘要:针对汽车发动机排气余热、冷却水余热和润滑油余热的特点,提出了一种新型的适用于车用发动机余热回收的热力循环系统.此系统由用来回收温度较高的发动机排气余热及润滑油余热的有机Rankine 循环(Or ganic Rankine Cycle,ORC)和用来回收温度较低的发动机冷却水余热的Kalina 循环耦合而成.基于P R 状态方程,编写了计算程序对此热力循环系统进行了热力学性能分析,还分析了采用不同有机工质对循环整体性能的影响.与传统的只回收发动机排气余热的热力循环系统相比,文中提出的构型其余热回收效率更高.当采用环戊烷为ORC 工质时,循环系统的整体效率为20 83%;当采用R113为ORC 工质时,循环系统的整体效率为16 51%.关键词:车用发动机;余热回收;新型热力循环;热力学性能 中图分类号:T K123 文献标志码:A 文章编号:0253 987X(2009)11 0001 05 A New Combined Thermodynamic Cycle for Waste Heat Recovery of Vehicle Engine H E M aogang,ZH ANG Xinx in,ZEN G Ke (S tate Key Laboratory of M ultiph as e Flow in Pow er Engineering,Xi an Jiaotong University,Xi an 710049,China) Abstract :From the characteristics of w aste heat in ex haust,cooling w ater and lubricant,a new therm ody nam ic cycle fo r w aste heat r ecovery o f vehicle engines w as pro posed.T he present sy s tem consists of tw o cy cles,organic Rankine cycle (ORC)for recov er ing the w aste heat in high temperatur e ex haust and lubricant and Kalina cycle fo r reco ver ing the w aste heat in low tempera tur e coo ling w ater.Based on P R equatio n of state,the thermo dynamic perform ance of the cycle w as theoretically calculated w ith a self w r itten computing prog ram.T hen the overall perform ance of the cycle w ith different o rganic w orking fluids w as analyzed indiv https://www.doczj.com/doc/f312757971.html,pared w ith the conv entional cy cle configuration used fo r only reco ver ing the exhaust heat,the pr esent cycle has higher w aste heat r ecovery efficiency.The ov erall efficiency of the cycle w ith cy clo pentane and R113is 20.83%and 16.51%,r espectively. Keywords :vehicle eng ine;w aste heat r ecovery;new thermodynamic cycle;ther modynam ic per for mance 车用发动机余热利用是提高其燃料利用率的重要研究课题.目前展开的研究工作有利用发动机余热进行温差发电[1]、取暖和吸收式制冷[2 4],以及利用发动机余热做功.利用排气温差的发电技术,能量转换效率很低,实际热电转换效率约为2 12%,而同类装置的转换效率最高也只有10%左右.发动机 余热取暖系统无法在发动机停止工作时使用,且在高寒地区使用时对换热元件要求较高.发动机余热吸收式制冷系统则存在单位质量的吸附剂产生的制冷功率小、系统笨重、余热利用率不高等问题.鉴于这两种余热利用方式存在的缺点,利用发动机余热做功已成为发动机余热利用领域新的研究热点.
龙源期刊网 https://www.doczj.com/doc/f312757971.html, 液体火箭发动机再生冷却槽黏塑性分析 作者：杨进慧陈涛金平蔡国飙 来源：《计算机辅助工程》2013年第03期 摘要：采用Robinson黏塑性模型，利用渐近积分法结合大型有限元程序Marc完成液体火箭发动机再生冷却槽的热结构耦合分析.经验证，Robinson黏塑性模型能够很好地模拟内壁材料NARloy-Z高温时的拉伸特性，且在循环载荷下迟滞回环曲线与试验结果符合良好.冷却槽关键点应力分析明确阐释在不同工作阶段内外壁由于材料属性、工况不同导致的应力制约关系；残余应变分析清晰再现冷却槽“狗窝”失效模式及变形情况，同时为定量计算其损伤累积及剩余寿命提供坚实基础. 关键词：再生冷却槽；黏塑性分析；热结构；失效 中图分类号：V434.1文献标志码：B 0引言 液体火箭发动机推力室再生冷却槽两侧极大的温度梯度和压力梯度导致内壁在工作过程中产生很大的塑性变形，随着循环次数的增多，内壁逐渐变形减薄并向燃气侧凸起最后断裂，形成“狗窝”失效破坏[1-2]，准确分析上述热力循环载荷下内壁的结构失效过程是推力室失效模式分析及寿命预估的基础. 美国Lewis研究中心设计开展了多种关于再生冷却推力室的试验，首次提出“狗窝”失效模式，试验结果表明，非弹性应变的累积是推力室内壁失效的主要原因[3]；考虑推到力室工作 过程中的高温环境，美国格兰研究中心（GRC）应用有限元方法结合Robinson和Freed等黏塑性统一本构方程分析推力室内壁的非线性响应，结果表明采用黏塑性模型进行结构分析能够更精确地预估推力室寿命[4]；其中，Robinson模型能够很好地模拟在不同应力状态和高温下合 金的回弹效应，即在硬化阶段后恢复到相应的软化状态，该效应对蠕变失效有至关重要的作用[5].本文采用Robinson黏塑性模型，利用渐近积分法结合大型有限元程序Marc对液体火箭发 动机再生冷却槽进行热结构耦合分析，旨在模拟其在工作过程中的变形情况及失效模式，进行详细的温度场及结构场分析，为进一步的损伤计算及寿命预估提供数据基础. 1数学物理模型 本文采用NASA Lewis研究所试验机作为液体火箭发动机再生冷却槽结构分析的计算算例，对其进行热结构耦合分析.典型的液体火箭发动机推力室壁面结构模型见图1，其外壳材料为镍基合金，衬层材料为铜合金NARloy-Z. 综上所述，Robinson黏塑性模型能够很好地描述冷却槽的失效模式及变形情况.3结论
斯特林发动机循环分析 (北京交通大学机电） 摘要：斯特林发动机不仅理论热效率高，等于卡诺循环效率，而且作为外燃机其排放特性非常好，所以近三十年来一直是研究的热点。本文介绍了斯特林发动机的装置特点、动力性能等，并对理论循环进行了分析，提出了提高循环热效率的方法及措施。 关键词：斯特林发动机，斯特林循环，热效率 1.斯特林发动机介绍 1.1斯特林发动机的装置特点 热气机是一种外燃的、闭式循环往复活塞式热力发动机。 热气机可用氢、氮、氦或空气等作为工质，按斯特林循环工作。在热气机封闭的气缸内充有一定容积的工质。气缸一端为热腔，另一端为冷腔。工质在低温冷腔中压缩，然后流到高温热腔中迅速加热，膨胀作功燃料在气缸外的燃烧室内连续燃烧，通过加热器传给工质，工质不直接参与燃烧，也不更换。 已设计制造的热气机有多种结构，可利用各种能源，已在航天、陆上、水上和水下等各个领域进行应用。试验热气机的功率传递机构分为曲柄连杆传动、菱形传动、斜盘或摆盘传动、液压传动和自由活塞传动等。 按缸内循环的组成形式分，热气机主要有配气活塞式和双作用式两类。在一个气缸内有两个活塞作规律的相对运动，冷腔与热腔之间用冷却器、回热器和加热器连接，配气活塞推动工质在冷热腔之间往返流动。 1.2斯特林发动机的应用现状 1.2.1 国内发展状况 我国从七十年代末即开始斯特林发动机的研究开发工作，已设计出功率150W-IOkW发动机11种，多数已在实验室正常运转。现从事此项工作的约300人，并正筹建中国热气机研究会。北京农业工程大学凌泽芝同志在能源政策研究通讯1991年第一期“发展热气机、促进农村电气化”一文中介绍国内外斯特林发动机的发展概况及其特点后建议：“充分利用我国农村丰富的生物质能源和部分地区丰富的太阳能资源以解决农业用电问题”。并希望纳入国家“八五”科技规划和组织有关单位联合攻关。上海711研究所研制出热气机，是一种具有国际水准的科研成果，而排放的污染气体比目前市面上的其它发动机都要小，达到欧洲排放标准。 1.2.2 国外应用现状 1）用于热电联产型 充分利用它环境污染小的特点，在大城市里可以以天燃气作燃料，通过斯特林发动机的内部的冷却装置，冷却水被加热并回收烟气，即可采暖。1台25kW的斯特林外燃机完全可以满足500—1500建筑平方米采暖。 这种使用斯特林发动机的热电联产装置实际上相当于一台副产电力的供热锅炉，一
关于RDT1087-0000产品质量分析 我公司生产的RDT1087-0000产品根据我们计算和考证，质量是可以过关的，完全可以满足发动机的散热要求，我公司并针对此款产品做出了如下计算：（采用对比法进行计算，这样能更清楚此产品是否合适） 发动机散热计算实例： 发动机参数 型号、厂家：6C260-2 上海柴油机 形式：直列六缸，四冲程，涡轮增压冲冷，直喷柴油机 缸径/mm 114 额定功率/kw 192 使用温度/℃ -35~45 行程/mm 130 额定转速/rmin 2200 冷却系统参数 冷却形式：闭式冷却系，强制循环水冷风扇形式：十叶塑料 节温器形式：蜡式。芯体组合式直径/mm 600 节温器开启温度/℃ 82 比（柴油机/风扇转）1：1 节温器全开温度/℃ 95 散热器：板翅式 材料：铝 确定散热系的散热量 Q=(348.9~697.8) Ps Ps—发动机功率 对于燃烧室为预燃室和涡流室的发动机较大值，直喷式的取较小值。增压直喷柴油机由于扫气的冷却作用，加之单位功率的冷却面积小，可取 Q=(348.9~465.2) Ps
针对自己或客户的产品是否长时间或条件恶劣，工作环境差，负载重等情况，所以需要选用较大的保险系数，故选： Q=400×260=1.04×100000 =1.21×100000 W 部分发动机厂会提供发动机散热量，并对汽车主机厂所匹配的散热器提出要求，如上柴对装6C260-2提供的数据为Q=0.99×10 kca L/h=1.15×100000 w 计算平均温差Δtm 1、散热器进水温度ts 闭式冷却器取ts1=95~100℃,此处选ts1=95℃（节温器全开温度） 2、散热器出水温度ts2 Ts2=ts1-ts Δts—冷却水左散热器中的最大降温，对强制冷却系可取Δts=6~12℃ 此处选Δts=8℃，则ts2=95-8=87℃ 3、进入散热器的温度tk1 一般可选tk1=40~45℃,此处选tk1=42℃ 4、汽出散热器的温度tk2 Tk2=tk1+Δtk Δtk—空气流过散热器时的升温，可接下式计算 Δtk=Q/3600*A2*Cp*Vk*Pk A2—散热器芯部正面面积（迎风面积），由芯体结构部局决定，对于重型车可取 A2=0.3~0.5㎡此处选A2=0.4㎡ Cp—空气比定压热容，查表可得Cp=1.005ks/kg.k 热功当量接算，得 Cp=0.24kca L/kg. ℃
斯特林循环Stirling cycle 所热气机（即斯特林发动机）的理想热力循环，为19 世纪苏格兰人 提出，因而得名。图[斯特林循环的- R.斯特林 和- 图 ]- 和 - 图" class=image> 为斯 特林循环在压 -容( - ) 图和温 -熵 (T-S)图上的表示。它是由两个定容吸热过程和两个定温膨胀过程组成的可逆循环，而且定容放热过程放出的热量恰好为定容吸热过程所吸收。热机在定温 (T1)膨胀过程中从高温热源吸热，而在定温 (T2)压缩过程中向低温热源放热。斯特林循环的热效率为 [0727-01] 式中W 为输出的净功； Q 1 为输入的热量。根据这个公式，只取决于 T1 和 T2，T1 越高、 T 2 越低时，则越 高，而且等于相同温度范围内的卡诺循环热效率。因此，斯特林发动机是一种很有前途的热力发动机。斯特林循环也可以反向操作，这时它就成为最有效的制冷机循环。 卡诺热机循环的效率 让我们分析以理想气体为工作物质的卡诺热机循环并求其效率。以v 表示理想气体的摩尔数，以 T1和2分别表示高温和低温热库的温度。气体的循环过 T 程如图 10.12 所示。它分为以下几个阶段，两个定温和两个绝热过程。 1→2：使温度为 T1的高温热库和气缸接触，气缸内的气体吸热作等温膨胀。 体积由 V1增大到2。由于气体内能不变，它吸收的热量就等于它对外界做的功。 利用公式 (10.3) V 可得
2→3：将高温热库移开，气缸内的气体作绝热膨胀，体积变为V3，温度降到T2。 3→4：使温度为 T2的低温热库和气缸接触，缸内的气体等温地被压缩到体积 V4，使状态4和状态1位于同一条绝热线上，在这一过程中，气体向低温热库放 出的热量为 4→1：将低温热库移开，缸内的气体绝热地被压缩到起始状态 1，完成一次循环。 在一次循环中，气体对外做的净功为 W=Q1-Q2 卡诺循环中的能量交换与转化关系可用图10.13 那样的能流图表示。 根据热机效率的定义公式(10.23) ，可得理想气体卡诺热机循环的效率为 根据理想气体的绝热过程方程，对两条绝热线应分别有 两式相比，可得 从而有
（课程设计）用纸 摘要 通常由于汽油机具有转速高、重量轻、噪音小、易启动、造价低等特点。因此它在小客车、中小型货车和军用越野车及小型农用动力（喷粉、喷雾、插秧机）等方面广泛应用。 通过本课题的设计，是学生掌握内燃机设计的一般方法和步骤；掌握汽油机三大计算（热力计算，动力计算和零件强度计算）的方法和步骤；初步训练学生应用三大计算的结果，分析内燃机动力性、经济性、零件强度及零件机构工艺性的能力。 关键词NJ70Q汽油机；热力计算；动力计算
毕业论文（设计）用纸 目录 摘要I 第 1 章绪论 (2) 1.1本课程设计研究的意义和目的 (2) 1.2本课题研究的任务 (2) 第 2 章汽油机热力计算 (3) 2.1汽油机实际循环热力计算 (3) 2.1.1 热力计算的目的 (3) 2.1.2 热力计算的方法 (3) 2.1.2.1 确定汽油机的结构形式 (3) 2.1.2.2 原始参数的选择 (4) 2.1.2.3 燃料的燃烧化学计算 (8) 2.1.2.4 燃气过程参数的确定与计算 (8) 2.1.2.5 压缩终点参数的确定 (9) 2.1.2.6 燃烧过程终点参数的确定 (9) 2.1.2.7 膨胀过程终点参数的确定 (10) 2.1.2.8 指示性能指标的计算 (10) 2.1.2.9 有效指标的计算 (11) 2.1.2.10 确定汽缸直径D和冲程S (11) 2.1.2.11 绘制示功图 (12) 2.1.2.12 绘制实际示功图 (14) 第 3 章NJ70Q汽油机动力学计算............................................... 错误！未定义书签。 3.1曲轴连杆机构中的作用力......................................................... 错误！未定义书签。 3.1.1 机构惯性力............................................................................................. 错误！未定义书签。 3.2绘制各负荷的曲线图................................................................. 错误！未定义书签。 3.2.1绘制合成力P=f(α)的曲线图.............................................................. 错误！未定义书签。 3.2.2绘制P N＝f(α),P L=f(α),T=f(α),K=f(α)图................................ 错误！未定义书签。 3.2.3绘制主轴颈和曲柄销的积累扭矩图..................................................... 错误！未定义书签。 3.2.4绘制曲柄销负荷极坐标图..................................................................... 错误！未定义书签。 3.2.5绘制曲柄销预磨损图............................................................................. 错误！未定义书签。参考文献............................................................................................ 错误！未定义书签。致谢.......................................................................................... 错误！未定义书签。