低温上面级滑行段的推进剂管理

介绍低温上面级的推进剂管理方法、落塔试验、飞行试验和流体动力学数值模拟.重点讨论半人马座连续推力控制和间断式推力控制的管理方法.多次启动与长时间轨道滑行是国外低温上面级的共同特点,间断式推力控制目前是基本的推进剂管理方法.对于连续推力控制,不应该简单地按照线性放大因子确定沉底段推力值;保持段推力值应根据干扰确定,不存在临界B0数.利用航天器分离后的运载火箭进行推进剂管理试验的方法值得借鉴.     

适应长期在轨的低温推进剂集成管理模块仿真研究

低温推进剂集成管理技术是面向未来火箭上面级长期在轨、多次启动任务的新技术手段。以上面级在轨滑行5天的奔月任务为背景,采用AMESim仿真平台搭建低温推进剂集成管理模块系统模型,开展滑行段工作过程仿真。仿真结果表明低温推进剂集成管理模块内组件工作占空比作为组件重要工作特征及工作参数,随姿控、电池充电等低温推进剂集成管理模块工作阶段变化而变化。     

运载火箭上面级微重力环境下的推进剂管理

对运载火箭上面级的各种推进剂管理方法(如推力沉底和利用推进剂管理装置的液体推进剂管理方法)进行了介绍。就推力沉底管理方法分别阐述了持续正推沉底和正推重定位沉底两种不同的管理形式以及应用范围。对推进剂管理装置从结构和功能上进行了划分,分别介绍了各自的特点以及组成结构的基本元件,最后基于启动篮式的推进剂管理装置提出了一些设计上的考虑。     

导弹发动机推力曲线上浮现象分析与验证

在对某固体火箭发动机研究和使用过程中,发现其贮存一段时间后点火,推力曲线有明显上浮.针对这种现象,采用故障树分析法,对造成推力曲线上浮的各种因素进行了理论分析与试验验证,排除了药柱低温工作结构完整性等可能因素,确定推进剂燃速上浮,是造成发动机贮存一段时期后试验推力曲线上浮的主要原因,研究结论为本型发动机的寿命预估和可靠性工作提供依据.     

空间多次启动、长期在轨泵压式动力系统方案研究

通过对国内外上面级动力系统技术现状与发展趋势进行分析,提出开展上面级提高启动次数、延长在轨时间研制需求。采用液体推进剂启动箱启动的泵压式主发动机方案,可实现泵压式发动机空间多次启动;采用启动篮方案,可实现长时间滑行多次启动推进剂管理。研究结果表明:多次启动、长期在轨泵压式动力系统使上面级的性能和任务适应性得到全面提升。     

小流量推进剂系统低温试验技术

大推力氢氧发动机缩比试验中,由于遇到小流量ＬＨ２、ＬＯ２推进剂,就带来一系列低温试验技术问题,如系统预冷问题、充填时间确定问题、充填过程流量问题等。根据试验情况就上述问题进行了论述和探讨,并进行了简要的定性理论分析。     

阿里安4结构系统试验

欧洲阿里安4运载器的最终构型包括两个新型结构部分:第一级带有加长的推进剂贮箱和大型的助推器,上面部分相应地增加了尺寸,并增加了有效载荷的运载能力。这些新研制的部件已进行过动态和静态试验,主要是为验证总体数学模型,取得关于若干重要功能部件动力学特性更为详细的信息。第一级的下面部分按贮箱的不同填充条件的三种构型进行动态试验。上面部分按主要结构件的不同组合进行静态试验,还进行了带和不带头部风罩的动态试验。本文对所进行的试验、采用的试验方法和取得的试验结果进行了评述。特别是讨论由于固有的和增加试件尺寸所引起的一些问题。也重点论述了这些试验中所采用的先进的数据采集与评定方法的有效性。     

先进上面级动特性分析及结构动力学改进设计

先进上面级及有效栽荷尺寸及质量较大,固有频率较低.上面级与运载火箭的级间分离,多星发射时的星箭分离冲击、推进剂晃动、发动机推力脉动、多星分离的不对称性、伺服系统动作及主发动机摇摆等加剧了振动环境条件,因此上面级结构的动力学问题将非常突出.应用有限元软件系统,对先进上面级结构动力学及静力学特性进行了预示.针对分析发现的局部模态现象和不合理的结构,进行了结构设计改进和结构布局优化,使得优化后的上面级的整体刚度有了明显改善.最后,根据优化结果,对上面级结构改进前后的动特性进行了对比分析.     

小型液氧液氢推进系统的探讨——第二部分:研究试验结果

本文介绍涡轮泵式和加压式两种推进系统的小型氢氧发动机的研究试验结果。涡轮泵式推进系统具有高性能和高质量比的优点。加压式推进系统具有高可靠性和结构简单的优点。运载工具上面级采用上述超低温推进系统将增加载荷容量并降低成本。例如 H-1A 大型火箭第三级的固体发动机用超低温级发动机取代载荷容量将从550公斤增加到800公斤。系统参数经过研究,选用1000公斤推力级发动机作研究试验。生产了一台用于加压式推进系统的推力室组件并进行了试验。试验结果表明,它具有满足系统要求的良好性能。带有点大器和推进剂活门的涡轮泵式发动机系统通过热试车也取得预期的性能。     

信息动态

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容.从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景.     

液氢—液氧火箭发动机的推力测量

论述了氢氧发动机与常温推进剂发动机推力测量的不同点，环境影响，低温管路影响，发动机收缩影响及低温调试。针对低温对推力测量带来的影响、提出了解决问题的技术措施。     

固冲发动机连管试验数据处理方法研究

针对固冲发动机连管试验,研究了柔性管路垂直进气推力的计算方法,进一步推导了由试验数据换算至规定状态下发动机性能参数的换算关系,并开展了两种不同富燃料推进剂的固冲发动机点火试验验证和数据处理,得到了较为合理的试验评定结果,为筛选出较优推进剂配方提供依据。     

分布式液氧加注控制系统

以液氧加注控制系统为例，介绍液体运载火箭低温推进剂加注控制所采用的两级分布式系统。着重于描述液氧加注控制系统的结构原理、基本功能、设计特点，并详细阐明了控制，检测及网络管理技术。     

推进剂重定位数值仿真

间歇式沉底推进剂管理在国外得到广泛应用,其主要难题是推进剂重定位过程的研究.为了验证间歇式沉底推进剂管理的可行性,用VOF方法进行推进剂重定位数值仿真.通过用FLOW-3D软件对各种不同的工况进行仿真计算,分析了重定位过程中各种影响因素.计算结果表明间歇式沉底推进剂管理方法可行,并确定了相关设计参数.     

低温推进剂长时间在轨的蒸发量近年技术进展

低温推进剂特别是液氢和液氧组合是目前性能最高的化学推进剂,也是NASA未来月球、火星探测乃至更远距离的深空探测的首选推进剂[1].但低温推进剂长时间在轨应用主要受限于低沸点的推进剂受热蒸发所带来的贮箱压力控制[2]和蒸发损失等一系列问题,其核心是低温推进剂的蒸发量控制问题.本文从被动防护和主动制冷等方面对国外低温推进剂蒸发量控制技术的研究进行了分类归纳,并对低温推进剂蒸发量控制技术进行了总结和展望.     

CZ—3运载火箭

本文简要地介绍了CZ—3运载火箭(CZ—3)的研制情况、结构及性能。CZ—3是我国第一次采用液氢和液氧作推进剂的火箭,由于液氢的温度极低而且易爆,所以火箭上采用了绝热结构,对低温密封和防爆也采取了相应的措施。CZ—3第三级是两次启动的火箭,除了其发动机本身要适应两次启动的要求之外,为了保证火箭在滑行段的姿态稳定和火箭的正常启动,箭上增加了滑行段的姿态控制和推进剂管理系统。     

以YF-75发动机为平台的三组元液体火箭发动机系统设计

三组元火箭发动机是实现单级入轨的一项关键技术,是以液氧为氧化剂,以高密度的烃类燃料(如煤油)及液氢为燃料,在低高度飞行段采用三组元,在高空采用液氧/液氢双组元,提高了发动机的密度比冲.通过系统平衡计算设计的三组元发动机,建立在YF-75发动机的基础之上,充分继承了已有的液氢/液氧发动机的研制成果,是可以在短期时间内实现的三组元液体火箭发动机.     

NASA低温推进剂长期在轨贮存与传输技术验证及启示

液氢/液氧低温推进剂被认为是目前进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂,但其沸点低,低温推进剂长期在轨蒸发量控制及贮箱压力控制等成为核心技术难题。结合国内外研究情况,分析了美国近年来低温推进剂长期在轨贮存与传输关键技术及地面试验,重点探讨了主动制冷技术、大面积冷屏技术及其他被动热控技术相结合的技术方案,给出了低温推进剂长期在轨贮存与传输技术的未来发展趋势。