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World File Search System燃烧室
任务 1 可行性分析
国内能源需求已超过国内供应，导致美国对外国石油的依赖增加。1973 年至 1974 年冬季，OPEC 实施石油禁运，加剧了这种依赖。此外，禁运导致燃料成本快速上涨，并可能进一步上涨，导致能源使用方面的经济环境发生变化。当然，这些事件对航空运输业以及其他形式的运输业都有影响。鉴于这些经验，政府在航空业的支持下，启动了针对供应和需求两方面的计划。正在通过研究增加煤炭和油页岩等来源的燃料供应来调查供应问题。目前正在努力开发能够接受更广泛规格燃料的发动机燃烧室和燃料系统。
2019 年技术目录 - 法罗力
n 排烟回路完全采用 AISI 316 TI 不锈钢制成。交换器由一束螺旋截面管组成，已获得专利，旨在优化热交换和烟雾冷凝。n 预混燃烧器，通过扩散网格和金属网分布，实现微燃烧。前燃烧器的特点是垂直占地面积减小，允许在交换器的整个长度上交换水蒸气。燃烧室快速打开系统（右或左）用于检查和维护。n 控制电子设备和发电机控制使管理具有主从逻辑的级联装置、使用水箱生产生活热水以及具有可变温度流量的系统泵成为可能。n 左右两侧排烟
合金添加剂制造和复合覆盖
添加剂制造（AM）为具有内部功能的复杂组件带来了重要的设计和制造机会，例如以前无法使用液体火箭发动机推力室。该技术可节省大量成本和计划减少，除了通过减轻重量和增加利润来优化新的绩效。特定于再生冷却的燃烧室和液体火箭发动机的喷嘴，添加剂制造具有形成复杂的内部冷却液通道和通道的关闭功能，可以包含具有单个操作的高压液体推进剂。使用激光粉床融合（L-PBF），大部分添加剂制造开发都集中在整体合金上，这些合金不允许对结构进行完全优化。国家航空航天局（NASA）完成了AM双金属L-PBF GRCOP-84铜合金燃烧室，具有AM Electron Beam Freeform Inconel 625结构夹克在低成本上级推进（LCUSP）项目下。正在开发一个名为“快速分析和制造推进技术”（RAMPT）的后续项目，以进一步扩展大型多合金推力室，同时将综合覆盖技术与大量储蓄机会相对。除了这些主要的制造开发外，分析建模工作还补充了过程开发，以模拟AM过程以减少构建失败和扭曲。RAMPT项目还在GRCOP-42的L-PBF之外，还为上述各种制造工艺的供应链介绍了供应链。RAMPT项目具有三个主要目标：1）推进吹粉的导向能量沉积（DED）以制造整体通道大型喷嘴，2）开发复合覆盖技术，以减少重量并为推力室内组件提供结构性能力，3）开发Bimetallic和多金属添加性添加性添加性产物和轴向物质的材料，以优化材料。本文将概述RAMPT项目，流程开发和硬件进展，迄今为止，材料和热火测试结果以及计划的未来发展。
燃气轮机氮氧化物控制技术备忘录
自 1970 年代以来，人们就开始使用水和蒸汽喷射来控制燃气轮机的 NOx 排放。在燃气轮机内部，燃料富集区会产生高火焰温度，这是燃料和空气同时混合并随后燃烧的结果。将水或蒸汽注入燃烧室的火焰区域可形成散热器，从而降低燃烧区温度并减少热 NOx 的形成。如报告前面所述，随着燃烧区温度的降低，NOx 的产生量会成倍减少。此过程中使用的水必须是高质量的（例如软化水），以防止涡轮机中出现沉积物和腐蚀。虽然许多联合循环设施可能在现场设有现有的软化水处理设施，但现有的简单循环设施通常没有。在这些情况下，可以选择建造或租用新的水处理设备，或将高质量的水运送到现场。
迈向新视野，为 AAF 科学顾问小组准备的多卷报告
一枚火箭通常使用一粒 I 型药粒，但另一枚火箭使用了七粒小直径药粒。平稳燃烧的下限压力为 80 atm (1140 psi)，但实际设计中使用的燃烧室压力为 120 atm (1700 psi)。在 120 atm 压力下，线性燃烧率为 11 mm/sec 或 0.43 in./sec。燃烧表面与喷嘴喉部面积之比为 400。单位消耗为 18 lb/hr-Ib。相应的有效排气速度为 6400 ft/sec。推进剂的温度极限为 60° 和 -40°C。这些限制由燃烧率设定。计算得出的燃烧室内温度为 2500°C。因此，德国火药的温度极限比该国使用的火药要高。但是，燃烧压力比这里开发的一些火药高得多。
团结取胜——综合国防参谋部
飞机的主要动力是燃气涡轮发动机。这些发动机有多种形式，其中四种被认为是目前使用的主要发动机。这些发动机是涡轮喷气发动机、加力涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机。燃气涡轮机是从燃烧气体流中提取能量的旋转发动机。它们有一个上游压缩机，与下游涡轮机相连，中间有一个燃烧室。在飞机发动机中，这三个核心部件通常被称为“燃气发生器”。当涡轮喷气发动机推动的飞机速度接近废气速度时，涡轮喷气发动机效率最高。在许多情况下，飞机的设计速度比典型的喷气排气速度慢得多，因此发动机涡轮也用于驱动其他部件。这样，涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机和涡轮轴发动机就针对它们驱动的飞机的速度和类型进行了优化。4. 很少有主要的飞机发动机制造商在市场上占据主导地位
HiSST：第三届高速国际会议...
项目一开始，分级燃烧循环火箭发动机就被选定为基准推进系统，其燃烧室压力为 16 MPa [3]。全流量分级燃烧循环采用燃料富集的预燃室燃气轮机驱动氢泵，采用氧化剂富集的预燃室燃气轮机驱动液氧泵，是 SpaceLiner 主发动机 (SLME) 的首选设计方案。SpaceX 已经将雄心勃勃的全流量循环用于配备 Raptor 发动机的 Starship&SuperHeavy [39]。从某些方面来看，SpaceX 的这一概念与 SpaceLiner 想要成为的多任务可重复使用运载火箭类似 [9]。Raptor 发动机受到其星际任务的影响，因此使用了不同的推进剂组合 LOX-LCH4，这种组合有朝一日可能会在火星上现场生产。 SpaceLiner 7 要求助推级发动机的真空推力高达 2350 kN，海平面推力为 2100 kN，载客级则分别为 2400 kN 和 2000 kN。这些值对应于 6.5 的混合比，标称运行 MR 范围要求为 6.5 至 5.5。SpaceLiner 8 的配置目前处于初步定义阶段，其发动机推力与 SL7 保持类似的水平。这些推力足以满足超重型运载火箭的应用，并且与欧洲地面测试基础设施的限制兼容。法国目前正在研究一种部分类似的分级燃烧 LOX/甲烷发动机，推力范围从 2000 kN 到 2500 kN，名为 PROMETHEUS-X。[20] 助推级和载客级/轨道器 SLME 发动机的膨胀比已调整到各自的最佳值；而质量流量、涡轮机械和燃烧室在基准配置中假定保持不变 [18]。表 3 概述了通过循环分析获得的标称 MR 范围内的主要 SLME 发动机运行数据 [19]。表中列出了 SpaceLiner 两种不同喷嘴膨胀比（33 和 59）的性能数据。[19] 中显示了 SLME 的完整预定义运行范围，包括极端运行点。
管腔演示器 - 项目概述
dlrs太空推进研究所拥有与火箭发动机推室设计方面相关的实验研究的长期遗产。由于欧洲的传统关注欧洲的LOX/氢气推进系统，例如沟渠，HM-7B或Vinci，因此科学焦点被放在LOX和氢气的高压燃烧现象上。感兴趣的科学领域包括点火和瞬态，燃烧效率和动力学以及喷油器设计，燃烧室冷却，喷嘴流以及推力室结构和疲劳寿命。在欧洲研发测试台P8上使用各种测试标本进行了与高压燃烧相关的实验，该试验具有在代表典型火箭发动机的条件下进行测试的可能性[3]。自2014年以来，DLR也在涡轮机械领域建立能力。基于这些现有能力和测试功能，DLR于2017年启动了Lumen Bread Engine项目，其主要目标是：促进对发动机流程的理解，以系统级别展示能够预测
涡轴发动机多点设计和优化...
本文介绍了用于倾转翼空中出租车应用的涡轴发动机设计。在这种情况下，倾转翼空中出租车旨在搭载最多 15 名乘客执行 400 海里的任务。概念发动机的发动机要求取自飞机系统研究，其中推力由四个螺旋桨产生，这些螺旋桨由电动机驱动并由单个燃气涡轮发动机提供动力。本文的目的是进行循环设计优化，以最大限度地降低燃料消耗和重量，同时尊重当前的技术限制以满足任务要求。为了获得结果，将发动机总压力比和燃烧室出口处的最高温度设置为设计参数。还进行了几项敏感性研究以可视化优化趋势。优化研究的结果表明，解决方案在很大程度上取决于发动机冷却流量要求和确切的任务要求。该发动机旨在用于大型系统优化研究。
氨/氢气涡轮机复杂部件的高温材料：评论
摘要：本文回顾了材料选择和设计在确保以氨-氢为燃料的燃气涡轮发动机高效性能和安全运行方面的关键作用。由于这些能源燃料在涡轮燃烧室中表现出独特的燃烧特性，因此确定合适的材料势在必行。详细的材料特性对于辨别涡轮部件中的缺陷和退化途径是必不可少的，从而照亮改进的途径。随着涡轮入口温度的升高，热降解和机械缺陷的敏感性增加，尤其是在高压涡轮叶片中，这是决定寿命的关键部件。本综述重点介绍了氨-氢燃料涡轮设计中的挑战，解决了氨腐蚀、氢脆和应力腐蚀开裂等问题。为了确保发动机的安全性和效率，本文提倡在材料开发和风险评估中利用先进的分析技术，强调技术进步、设备规格、操作标准和分析方法之间的相互作用。