Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "heat technology" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-3 z 3
    Tytuł:
    Innowacyjna technologia usuwania NOx z gazów odlotowych elektrowni oraz elektrociepłowni spalinowych za pomocą HTP
    Innovative technology of NOx removal from coal-fired heat and power-plants fumes with HTP
    Autorzy:
    Rarata, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213240.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    technologia usuwania NOx
    gazy odlotowe elektrowni i elektrociepłowni spalinowych
    metoda HTP
    technology of NOx removal
    coal-fired heat
    method HTP
    Opis:
    Artykuł sygnalizuje nowatorskie podejście do problemu usuwania tlenków azotu oraz innych, uciążliwych zanieczyszczeń, z gazów odlotowych elektrowni oraz elektrociepłowni węglowych, za pomocą roztworów nadtlenku wodoru klasy HTP (jednoskładnikowego, rakietowego materiału pędnego oraz uniwersalnego utleniacza zarazem). Znane są już od dwóch dekad technologie bazujące na wykorzystaniu mniej stężonych roztworów H2O2 (rzędu 0,1 – 5%) usuwania NOx w fazie wodnej (wykorzystujące reakcje H2O2 z rozpuszczonymi NOx). Omawiana jednak, eksperymentalna technika, opracowana m.in. przy udziale NASA, opiera się o wykorzystanie niezwykle reaktywnych form rodnikowych tlenu, jakie powstają w procesie rozkładu (np. katalitycznego lub też termicznego) HTP, a które mogą wydajnie i szybko utleniać NO już w fazie gazowej.
    Innovative technology for NOx removal from coal-fired heat and power-plants developed by Phoenix Systems International and NASA is briefly presented. This is low temperature multipollutant control system. NASA jointly developed a gas-phase oxidizer system that effectively (~100%) converts nitric oxide (NO), the primary NOx component from fossil-fuel combustion, to NO2. Initial laboratory work found that some of the catalysts can effectively decompose hydrogen peroxide and produce oxidative species that quickly oxidizes NO to NO2. It was found that the NO oxidizer system also oxidizes elemental Mercury in the gas phase, which ultimately led to a system that captures >95 percent of the total Mercury emissions. Capture of SOx (primarily SO2) was necessary in order to efficiently oxidize NO to NO2.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2010, 4 (206); 136-140
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analysis of heat transfer in a supersonic rocket head
    Analiza wymiany ciepła w głowicy rakiety naddźwiękowej
    Autorzy:
    Rosłowicz, A.
    Bednarczyk, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213478.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    rocket technology
    computational fluid mechanics
    unsteady heat transfer
    ANSYS software
    technika rakietowa
    numeryczna mechanika płynów
    nieustalona wymiana ciepła
    oprogramowanie ANSYS
    Opis:
    Design of supersonic HI rocket by the Rocketry Group of Students' Space Association (SR SKA) requires an analysis of thermal phenomena occurring in the elements particularly exposed to the high temperature gas. This paper contains a description of the methodology and the results of numerical simulation of heat transfer in the elements of the rocket head. The starting points were the flight conditions (3 characteristic points defined by altitude and Mach number) and independently calculated adiabatic temperature field of the gas. ANSYS Fluent code was used to determine the temperature field on the surface of the rocket. Computed cases were viscous and inviscid flow (for comparison). Based on the results formulated for the viscous case heat transfer boundary conditions, the numerical model and the thermophysical properties of materials were defined. The model was limited to a brass top part of the head and a part of a composite dome. Analytical and empirical method of "intermediate enthalpy" determined distribution of the heat transfer coefficient on the rocket surface. Then the transient heat transfer was calculated with the ANSYS system. It included the range from the rocket launch, moment of maximum Mach number to sufficient structure cooling. The results of the analyses were conclusions relevant to the further development work. Excessive heating of composite structures during the flight has been shown.
    Niniejszy artykuł zawiera opis metody oraz wyniki numerycznej symulacji wymiany ciepła w elementach głowicy rakiety. Punkt wyjścia stanowiły założone warunki lotu (3 punkty charakterystyczne określone przez wysokość i liczbę Macha) i wyznaczone niezależnie adiabatyczne pole temperatury gazu. Do wyznaczenia pola temperatur na powierzchni rakiety użyty został system ANSYS Fluent. Zostały' obliczone przypadki przepływał lepkiego i nielepkiego (dla porównania). Na podstawie wyników* dla przypadku lepkiego sformułowano warunki brzegowe wymiany ciepła, założenia modelu numerycznego. Model ograniczono do mosiężnej części noskowej i fragmentu kompozytowej kopułki. Metodą analityczno-empiryczną „średniej entalpii" (intermediate enthalpy) wyznaczono rozkład współczynnika przejmowania ciepła na powierzchni rakiety. Następnie dokonano obliczenia nieustalonej wymiany ciepła z wykorzystaniem systemu ANSYS. Obejmowały one zakres od startu rakiety, poprzez moment osiągnięcia maksymalnej liczby Macha, do wystarczającego schłodzenia konstrukcji. Efektem pracy było sformułowanie wniosków istotnych z punktu widzenia dalszych prac konstrukcyjnych, wykazano nadmierne ogrzewanie elementów kompozytowych w trakcie lotu.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2017, 1 (246); 79-94
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Fenomen górnej granicy wybuchowości (GGW) paliw w powietrzu i tlenie w warunkach podwyższonego ciśnienia i temperatury
    The phenomenon of upper explosion limit of fuels in air and oxygen at elevated temperature and pressure
    Autorzy:
    Rarata, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213416.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    Instytut Techniki Cieplnej (PW)
    górna granica wybuchowości paliw w powietrzu i tlenie
    warunki podwyższonego ciśnienia i temperatury
    EPATS Europejski System Transportu Małymi Samolotami
    Institute of Heat Engineering at Warsaw University of Technology
    upper explosion limit of fuels in air and oxygen
    elevated temperature and pressure
    EPATS European Personal Air Transportation System
    Opis:
    Przedstawiona paca doświadczalna została wykonana w laboratoriach Instytutu Techniki Cieplnej PW. Artykuł zawiera wyniki serii pomiarów, których celem było ustalenie wpływu wybranych parametrów fizycznych na wartość ciśnienia wybuchu dla mieszanin gazowych alkanów z tlenem. Dane takie, łącznie z wyznaczoną wartością górnej granicy wybuchowości (GGW) dla poszczególnych mieszanin, mają podstawowe znaczenie dla ustalania odpowiednich norm bezpieczeństwa w przemyśle chemicznym. Badaniom poddano gazowe alkany, a więc metan, etan, propan oraz n-butan. Wyniki, prezentowane w postaci sumarycznych danych (tabel), zostały uzyskane w wyniku przeprowadzenia pomiarów w stalowym naczyniu kulistym o objętości 2,3 dm3. Jako źródło zapłonu użyto tzw. eksplodujący drucik (exploding wire), który uwalniał około 0,1 J energii za każdym razem. Przebieg zmian ciśnienia w czasie rejestrowano przy użyciu szybkiego czujnika piezoelektrycznego. Zbadano wpływ temperatury początkowej mieszanin testowych, w zakresie od 20°C do 200°C. Przeprowadzono również pomiary w zakresie wzrastającego ciśnienia początkowego mieszanin. Na ich podstawie autor wyznaczył wyraźne zależności GGW od początkowej wartości T oraz p badanych mieszanin.
    The presented research work has been done in the Institute of Heat Engineering laboratories at Warsaw University of Technology. The explosive range of chosen gases is determined by specific conditions of temperature and pressure. These values also depend on different factors, such as the shape of the explosion vessel, ignition energy or the presence of other substances which may, for instance, have catalytic properties. The obtained results relate the influence of chosen physical parameters on the value of the Upper Explosive Limit (UEL). Other research data is also presented in the paper. This was obtained from specially designed spherical explosion chamber of a volume of 2.3 dm3. Exploding wire was used as the ignition source. It released about 0.1 J energy each time. The influence of the increased initial temperatures of those mixtures on their value of UEL was also investigated in the range of 20°C up to 200°C. Further experiments on the influence of elevated conditions, as well as the position of ignition source and residence time, were carried out as well. A number of higher alkanes were examined (up to n-butane), both in air and oxygen mixtures. These experiments allowed the author to find distinct dependencies in the values of UEL under the investigation conditions. The results have been compared and validated with literature data and numerical code, according to the experimental conditions, methodology and adopted criteria of UEL determination. Some of the effects found were possible to explain only by acceptance of such phenomenon as cool flames appearing in the regions close to UEL. This seems to be particularly important when safety parameters or numerical modelling standards for UEL are sought.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2010, 2 (204); 1-70
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-3 z 3

      Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies