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World File Search System压力比
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。
2025年全球经济展望
新政府的政策可能会使该计划面临风险。关税直接提高了消费篮子中进口商品的价格。更严格的边境管制会减少新工人的流动，而驱逐出境则会减少现有工人的存量，从而给劳动力成本带来上行压力。扩大现有税收结构可以延长对总需求的财政支持，而更激进的改革（很有可能）将带来更多刺激。潜在的宽松监管可能会受到资本市场的欢迎，从而刺激资本支出。总体而言，我们认为经济增长将放缓至 2%，接近趋势水平，上行风险大于下行风险。这应该会使劳动力市场保持大致平衡，但供应方面的考虑对成本和价格的压力比我们之前的预测更大。
新兴超音速运输机的环保性能
为涵盖可能的性能范围，我们开发了三种发动机模型：最有可能（衍生涡扇发动机）、最佳情况（全新涡扇发动机）和最坏情况（衍生涡喷发动机）。对于最有可能的情况，我们研究了基于 CFM56 的预计可用于 Aerion AS2 的发动机 (Fehrm, 2018)。在预期的 1.4 马赫飞行条件下，发动机的低压压缩机 (LPC) 压力比为 2，高压压缩机 (HPC) 压力比为 10，涡轮入口温度 (T4) 为 1650 K。为了使其适应 2.2 马赫的飞行，我们假设压力比受压缩机出口温度的限制，这是压缩机中材料温度限制的结果 (Fehrm, 2016)。这为我们提供了大约 7.5 的 HPC 压缩比。我们还假设涵道比为 3，与 Boom 所述的发动机计划一致。考虑到 2.2 马赫操作时产生的高冲压阻力，这可能是乐观的。
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。
EK-DUO • RPD - Elco 燃烧器
单独安装风扇的优点 与一体式燃烧器相比，双体式燃烧器由两个单元或块组成，顾名思义：带有进气口的燃烧器头和单独安装的风扇。两个单元通过风管连接。单独安装风扇有几个好处： • 风扇可以安装在与锅炉不同的房间中，例如在地下室中；这样可以大大降低锅炉房的噪音水平； • 当风扇安装在同一房间时，可以使用风扇外壳来实现最佳吸音效果，而不会妨碍进入燃烧器； • 锅炉/燃烧室前方所需空间较小； • 单独风扇布局，风扇特性曲线最佳适应，以适应热发生器的压力比。这样可以保证燃烧器无脉动且性能稳定，即使在排气侧阻力较大的热发生器上也是如此； • 可预热燃烧空气以提高安装效率； • 降低锅炉前部的重量负荷； • 更直接地进入燃烧器头。
满足 NASA 先进亚音速技术计划目标的发动机密封技术要求
循环研究表明，提高发动机压力比和循环温度有利于减轻发动机重量并提高商用涡轮发动机的性能。NASA 正在与业界合作，确定先进发动机的技术要求和发动机技术，以实现 NASA 先进亚音速技术计划的目标。随着发动机运行条件越来越恶劣，客户要求降低运行成本，NASA 和发动机制造商正在研究提高发动机效率和降低运行成本的方法。目前正在研究多种新技术，以使下一代发动机能够在更高的压力和温度下运行。提高密封性能（在更苛刻的条件下运行时减少泄漏并延长使用寿命）将在实现降低单位燃料消耗和最终降低直接运行成本的总体计划目标方面发挥重要作用。本文概述了先进亚音速技术计划的目标，讨论了先进密封件开发的动机，并强调了满足未来发动机性能目标的密封技术要求。
发动机密封技术要求满足NASA的高级亚音技术计划目标
周期研究表明，提高发动机压力比和周期温度的好处是减轻发动机的重量并提高商用涡轮发动机的性能。NASA正在与行业合作，定义高级发动机和发动机技术的技术要求，以实现NASA先进的亚音速技术计划的目标。随着发动机操作条件变得更加严重，客户要求较低的运营成本，NASA和发动机制造商正在研究提高发动机效率和降低运营成本的方法。正在研究许多新技术，这些技术将使下一代发动机能够在更高的压力和温度下运行。提高密封性能 - 在需求条件下运行的同时降低泄漏和增加使用寿命 - 将在满足减少特定燃料组成并最终降低直接运营成本的整体计划目标中发挥重要作用。本文概述了先进的亚音速技术计划目标，讨论了高级密封开发的动机，并突出了密封技术要求满足未来发动机性能目标。
大型直径管道的案例研究适度风化的硅石
管道升压已被广泛用于公用事业隧道结构中，作为中国环境友好的方法。这项研究集中在黄冈Mingzhu Road的公用事业隧道中使用的关键技术。该公用事业隧道的内径和外径分别为4m和480万，这是目前中国最大的圆形管孔项目。此公用事业隧道是在城市主道下设计的，交通繁忙，因此管道凸出结构的控制精度必须高。根据项目的特征和实际的施工技术指标，包括管子升压设备选择，小间距的启动，泥浆循环，减少阻力技术以及对地表沉降的控制，包括管道尖顶设备的选择，启动管道设备的关键技术。同时，监测管道齿轮结构期间的凸出力和表面沉降。结果表明，选定的管板机对项目的地质条件具有良好的适应性。实际的升压力比理论值小得多，并且两个中间升压站没有被激活。此外，在整个管道凸起构造过程中，道路表面变形为-8 - 5mm，对表面交通没有影响。
晚期绝热压缩空气存储的分析建模：文献综述和新模型
我们回顾了具有等速储层的晚期绝热压缩空气存储厂的分析模型的文献，重点是可以从模型中提取的见解。审查表明，文献中缺少拥有绝热储层，绝热涡轮机械以及没有油门的植物的模型。假设植物在准稳态状态下运行，我们继续得出这种模型，可以将空气视为热量和热完美的气体，并且热能存储单元不含热和压力损失。模型导致关键性能指标的封闭式表达式，例如植物效率和体积能量密度，就组成效率和压力比而言。这些表达式的推导基于涉及温度和压力的同时时间变化的近似积分。近似值导致相对误差小于1％。模型表明压缩和扩展工作，植物效率和最高工艺温度显示最小。该模型还表明，对于给定的非二维存储容量和最大储层压力，最小化最大过程温度的植物的最大效率大约等于最大化效率的植物的最低效率。对于具有绝热洞穴和绝热热能储存单元的两阶段工厂，我们的分析模型预测体积能量密度在4.76％以内，表明它足够准确，可以用于初始植物设计。