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绿色氢和绿色氢衍生物的运输方案的工艺工程分析
预计未来 20 到 30 年，德国的氢气需求将大幅上升。根据不同情景，预计 2045 年的氢气能源需求在 50 至 430 TWh（低热值 [LHV]）之间。[1 – 3] 虽然部分氢气需求可以在当地满足，但仍需要进口氢气。对于较长的运输距离，例如从北美或南美进口氢气，管道运输并不可行。因此，未来通过船舶运输氢气将至关重要。除了液化氢气外，还有其他船运氢气选择。为此，氢气可以转化为其他化学能量载体，称为 H2 衍生物。本研究讨论了以下氢气运输选项：液态氢 (LH2)、液态甲烷 (Green LNG)、氨 (NH3)、液态有机氢载体 (LOHC) 和甲醇 (MeOH)。如图 1 所示，可以使用若干标准从技术上评估进口方案。提到的技术评估标准包括：进口方案流程链中各个步骤的技术准备情况、航运基础设施、体积能量密度以及能源载体的处理。这个清单绝不是完整的，可以进一步扩展。第一步，本研究侧重于能量利用率，即将氢气或其衍生物运输到进口国需要多少能量。图 2 概述了本研究涵盖的内容。虽然可以转换回氢气并且对于每种运输方案都予以考虑，但一些 H2 衍生物也可以直接在进口国使用。因此，对于绿色液化天然气、氨和甲醇，除了转换回氢气外，还考虑直接利用。大多数研究都集中于单一能源载体或其相关的进口成本。国际可再生能源机构 (IRENA) 2022 评估了 NH3、LH2 和 LOHC 的氢气进口； [4] Staiß 等人（2022 年）比较了 LH 2 、NH 3 、MeOH 和费托产品的进口选择。[5] 虽然 Hank 等人（2020 年）也考虑了与本文相同的能源载体（LH 2 、LOHC、CH 4 、MeOH 和 NH 3 ），但对于 H 2 衍生物 CH 4 、MeOH 和 NH 3 ，进口过程中没有再转化（裂解或重整）
智利北部太阳能电解制氢及阿塔卡马沙漠出口日本案例的技术经济分析
众所周知，氢能将在全球未来能源系统中发挥关键作用，成为能源转型和实现脱碳目标的支柱[1]。在可再生能源“RES”日益变化的趋势下[2]，将电能转化为氢气是减少可再生电力对电网影响的可行途径[3]。此外，氢能除了提供储能能力外，还能将可再生电力整合到热能和工业等难以电气化的行业[4e7]，在可靠性问题或大容量存储方面显示出与其他技术的竞争力[8e10]，从世界范围内来看，可以将稀疏生产的可再生电力用于其他终端用途[8、11e15]。因此，有必要明确定义和分析氢能供应链结构和分类的不同途径[16]。绿色氢气生产的技术经济可行性在很大程度上取决于各国特定的资源和能源市场特征，这些在决定成本竞争力方面发挥着关键作用。特定资本支出（百万美元/兆瓦）、容量系数（％）和电力成本（美元/兆瓦时）之间的平衡并不简单，并且可以促进一种供应链配置相对于其他供应链配置的形成[8,17]。此外，需求量（吨 H2/年）也深深影响氢气供应链的成本结构（OPEX 或 CAPEX 主导），从而支持或抑制不同的氢气载体和物流概念[7、9、14、18、19]。大规模产能方案，如出口（氢气需求量为千吨 H2/年的数量级），受规模经济的青睐。然而，据报道，由于目前开发的电池堆模块的固有上限为 1-2 MW，以及目前部署的少数多兆瓦项目[4、5]，缺乏实际成本数据参考，因此难以正确确定多兆瓦级电解系统的投资成本；必须谨慎进行成本估算和预测才能获得现实价值[20 和 22]。运输路线、方式和承运人会显著影响整个供应链结构和交付的 LCOH。每个步骤的建模都极其复杂[23 和 25]。例如，液氢“LH2”的质量密度约为压缩气态氢“CGH2”的 700 倍[26]，但 LH2 的运输条件要具有挑战性得多[26、27]。替代化学载体如氨 (NH3) 可适用于长途运输
航天飞机主发动机
太空运输系统 HAER No. TX-116 第 248 页 第三部分 航天飞机主发动机 简介 航天飞机主发动机 (SSME) 是世界上第一台也是唯一一台适用于载人航天的完全可重复使用、高性能液体火箭发动机。分级燃烧发动机燃烧 LO2 和 LH2 的混合物将航天器送入太空。ET 为三个 SSME 提供燃料和氧化剂，SSME 在动力飞行的前两分钟与双 SRB 协同工作。发动机从点火到 MECO 总共运行了大约八分半钟，燃烧了超过 160 万磅（约 528,000 加仑）的推进剂。SSME 为航天飞机提供了超过 120 万磅的推力。SSME 分级燃烧循环分两步燃烧燃料。首先，双预燃室燃烧涡轮泵中的大部分氢气和部分氧气，产生高压和有限温度下的富氢气体。热气流推动高压涡轮泵中的涡轮。涡轮废气流入主燃烧室，燃料在这里完全燃烧，产生高压高温的富氢气体。主燃烧室的废气通过喷嘴膨胀产生推力。在海平面，推进剂为每个发动机提供大约 380,000 磅的推力，额定功率水平 (RPL) 或 100% 推力；390,000 磅的标称功率水平 (NPL) 或 104.5% 的 RPL；420,000 磅的全功率水平 (FPL) 或 109% 的 RPL（或在真空中分别约为 470,000 磅、490,000 磅和 512,000 磅）。发动机可在 67% 至 109% RPL 的推力范围内以百分之一的增量进行节流。所有三个主发动机同时收到相同的节流命令。这在升空和初始上升期间提供了高推力水平，但允许在最后的上升阶段降低推力。发动机在上升过程中采用万向节来控制俯仰、偏航和滚转。SSME 的运行温度比当今常用的任何机械系统都要高。点火前，地球上第二冷的液体 LH2 的温度为零下 423 华氏度。点火后，燃烧室温度达到 6,000 华氏度，比铁的沸点还要高。为了满足严酷操作环境的要求，开发了特殊合金，例如 NARloy-Z（Rocketdyne）和 Inconel Alloy 718（Special Metals Corporation）。 1036 后者是一种镍基高温合金，用于大约 1,500 个发动机部件，按重量计算约占 SSME 的 51%。
Al6061-RAM2 开发和使用添加剂的热火测试
铝 6061-RAM2 是一种为增材制造 (AM) 工艺开发的高强度铝原料。这种合金利用了反应增材制造 (RAM) 技术。RAM 铝合金被开发为可焊接（因此可打印），同时强度性能等于或超过高强度锻造铝合金。NASA 和行业合作伙伴开发了激光粉末定向能量沉积 (LP-DED) 增材制造 Al6061-RAM2，用于航空航天应用。工作包括建立构建参数、表征合金、制造组件以及完成复杂内部通道冷却喷嘴的热火测试。这些工作是为了满足对使用高性能轻质材料的大型部件日益增长的需求。两个火箭发动机喷嘴是使用包括整体冷却通道的 LP-DED Al6061-RAM2 制造的。Al6061-RAM2 已完成工艺开发并确定了初始性能。本文概述了 LP-DED 工艺开发、材料特性和性能、组件制造、补充开发和热火测试。本文提供了使用液氧 (LOX)/液氢 (LH2) 和液氧/甲烷 (LCH4) 的着陆器级 31 kN (7,000 lb f ) 推力发动机的热火测试结果。
2023高级信息系统技术（AIST）新颖的观察策略（NOS）分组年度评论
铝6061-RAM2是一种用于添加剂制造（AM）工艺开发的高强度铝原料。这种合金利用了反应性添加剂制造（RAM）技术。开发了RAM铝合金是可焊接的（因此可打印），而高强度锻造铝合金的强度特性则相等或超过强度。NASA和行业合作伙伴开发了激光粉末定向能量沉积（LP-DED）的AL6061-RAM2添加剂制造，以用于航空航天应用。的努力包括建立构建参数，表征合金，制造组件以及完成复杂的内部通道冷却喷嘴的热火测试。这些努力是针对使用高性能轻重量材料对大规模零件的日益增长的需求。使用LP-DED AL6061-RAM2制造了两个火箭发动机喷嘴，其中包括积分冷却通道。AL6061-RAM2已完成过程开发，并建立了初始属性。本文概述了LP-DED工艺开发，材料表征和性能，组件制造，补充开发和热火测试。使用液体氧（LOX）/液体氢（LH2）和Lox/甲烷（LCH4）提供了针对着陆级31 kN（7,000 lb F）推力发动机的热火测试结果。
WP2-替代船用燃料的推进技术选择
BOL 开始使用（参考燃料电池） CAPEX 资本支出 CH3OH 甲醇 CBG 压缩沼气 CNG 压缩天然气 CO 一氧化碳 CO2 二氧化碳 CO2-eq 二氧化碳当量 DF 双燃料 DWT 载重量吨位 ECA 排放控制区 e-fuel 电燃料 EU 欧盟 EV 电动汽车 FAME 脂肪酸甲酯（=生物柴油） FC 燃料电池 FCV 燃料电池汽车 FEED 前端工程设计 FT 燃料 费托燃料 GHG 温室气体 H2 氢气 HCl 氯化氢 HF 氟化氢 HHV 高热值 HVO 氢化植物油（=可再生柴油） ICE 内燃机 IMO 国际海事组织 IRR 内部收益率 LBG 液化生物甲烷 LBSI 稀薄燃烧火花点火（发动机） ICE 内燃机 LH2 液化氢 LCA 生命周期分析 LHV 低热值 LNG 液化天然气天然气 LPG 液化石油气 NOx 氮氧化物 OPEX 运营支出 PEM 聚合物电解质膜 PM 颗粒物 PV 光伏 RED 可再生能源指令 RORO 滚装船 ROPAX 滚装船和客船 SNG 合成天然气
对军用运输飞机的 BWB 评估
摘要 目的——空中机动性的增长、燃料价格的上涨和雄心勃勃的减排目标是推动飞机高效研究的一些因素。本文旨在评估涡轮电力分布式推进的翼身融合 (BWB) 飞机配置在军事领域的应用，并强调其在远程和重载荷应用方面可能实现的潜在优势。 设计/方法/方法——使用点质量方法和推进系统的发动机性能代码 (TURBOMATCH) 模拟了任务性能。创建了有效载荷-范围图表，以比较使用各种不同燃料的 BWB 飞机与现有波音 777-200LR 的性能作为基准。 结果——使用煤油时，有效载荷增加了 42%，但使用液化天然气可使有效载荷在 7,500 海里的设计范围上增加 50%。使用液氢 (LH2) 时，由于这种低密度燃料的可用体积，航程可能会被限制在 3,000 海里左右，但在此航程下的有效载荷可以增加 137%，达到 127,000 公斤。原创性/价值 - 提出的结果用于估计通过减少运输高密度和不规则货物的次数可以在多大程度上提高军事行动的效率，并表明拟议的替代方案与现有军用飞机相比如何。目前没有北约飞机具有如此大的有效载荷和航程能力。AQ：2 因此，本文探讨了采用涡轮电力分布式推进的 BWB 飞机作为有效军用运输工具的潜力。
文章 可重复使用火箭发动机应用的涡轮泵参数建模和可靠性评估
摘要：现代可重复使用发射器的发展，例如采用 LOX/LCH4 Prometheus 发动机的 Themis 项目、采用 LOX/LH2 RSR2 发动机的可重复使用 VTVL 发射器第一级演示器的 CALLISTO 以及采用 Merlin 1D 发动机的 SpaceX 猎鹰 9 号，都凸显了对先进控制算法的需求，以确保发动机的可靠运行。这些发动机的多次重启能力对节流阀提出了额外的要求，需要扩展控制器有效性域，以便在各种操作状态下安全地实现低推力水平。这种能力也增加了部件故障的风险，尤其是当发动机参数随着任务概况而变化时。为了解决这个问题，我们的研究使用多物理系统级建模和仿真，特别关注涡轮泵部件，评估了可重复使用火箭发动机 (RRE) 及其子部件在不同故障模式下的动态可靠性。使用 EcosimPro-ESPSS 软件（版本 6.4.34）进行的瞬态条件建模和性能分析表明，涡轮泵组件在标称条件下保持高可靠性，涡轮叶片即使在变化的热负荷和机械负荷下也表现出显著的疲劳寿命。此外，提出的预测模型估计了关键部件的剩余使用寿命，为提高可重复使用火箭发动机中涡轮泵的寿命和可靠性提供了宝贵的见解。本研究采用确定性、热相关结构模拟，关键控制目标包括燃烧室压力和混合比的最终状态跟踪以及操作约束的验证，以 LUMEN 演示发动机和 LE-5B-2 发动机为例。
自然光合复合物的单光子吸收和排放
光合作用是由太阳的单个光子1-3引发的，作为弱光源，在叶绿素吸收带1中，每秒最多每秒几十个光子每秒传递几十个光子。在过去的40年中，在过去的40年中，许多实验和理论工作探索了在光合作用中吸收光合作用的事件，从而吸收了强烈的超短激光脉冲2-15。在这里，我们使用单个光子在环境条件下激发了紫色细菌的紫obacter sphaeroides的轻度收获2（LH2）复合物，分别包含9和18个细菌氯植物分子的B800和B850环。B800环的激发在大约0.7）ps中导致电子能量转移到B850环，然后在约100-FS的时间尺度上快速B850至B850 Energy Transfers在850–875时（参考）NM（参考）。16–19）。使用宣传的单光子源20,21以及一致计数，我们建立了B800激发和B850 Fuoresence发射的时间相关函数，并证明这两个事件都涉及单个光子。我们还表明，每个检测到的插入光子光子的概率分布支持这样一种观点，即吸收后单个光子可以驱动随后的能量传递和实现发射，因此，通过扩展，光合作用的主要电荷分离。一个分析随机模型和蒙特卡洛数值模型捕获了数据，进一步缔结了单个光子的吸收与自然光收获复合物中单个光子的发射相关。
太空服务、装配和制造 (ISAM) 现状
本文件中使用的首字母缩略词和缩写定义如下。 AC-10 Aerocube-10 ACCESS 可直立空间结构装配概念 ACME 带移动炮位增材制造 AFRL 空军研究实验室 AMF 增材制造设施 AMS Alpha 磁谱仪 ANGELS 本地空间自动导航和制导实验 ARMADAS 自动可重构任务自适应数字装配系统 CHAPEA 机组人员健康和表现模拟 CNC 计算机数控 DARPA 国防高级研究计划局 Dextre 特殊用途灵巧机械手 EASE 舱外活动结构组装实验 EBW 电子束焊接 EELV 改进型一次性运载火箭 ELSA-d Astroscale 演示报废服务 ESPA EELV 二级有效载荷适配器 ETS 工程测试卫星 EVA 舱外活动 EXPRESS 加快空间站实验处理 FARE 流体采集和补给实验 FDM 熔融沉积成型 FREND 前端机器人启用近期演示 GaLORE 从风化层电解中获取的气态月氧 GEO 地球静止轨道 GOLD 通用锁存装置 HST 哈勃太空望远镜 HTP 高强度过氧化物 ISA 空间组装 ISAM 空间维修、组装和制造 ISFR 现场制造和维修 ISM 空间制造 ISRU 现场资源利用 ISS 国际空间站 ISSI 智能空间系统接口 JEM 日本实验模块 JEM-RMS 日本实验模块遥控操作系统 LANCE 用于施工和挖掘的月球附着节点 LEO 低地球轨道 LH2 液氢 LINCS 本地智能网络协作系统 LOX 液氧 LSMS 轻型表面操纵系统 MAMBA 金属先进制造 机器人辅助组装 MER 火星探测探测器