液体运载火箭交叉输送总体参数研究

交叉输送是指飞行中将一个贮箱内推进剂输送到另一个贮箱内的技术,它能提高液体捆绑火箭运载能力和可靠性。以某重型火箭为对象,对交叉输送总体参数进行了研究,包括运载能力贡献、输送能源、增压、出流参数以及晃动特性。研究表明:助推-芯级宜采用重力输送方式,此时助推-助推贮箱间推进剂晃动周期约30 s,初始液位差将缓慢地达到平衡,对火箭总体运动无影响。     

半人马座上面级的推进剂利用系统

序言对于采用双组元液体推进剂的火箭上面级,人们希望它在动力飞行结束时贮箱中剩余的推进剂量最少,这样可以减轻火箭停火点的重量,最大限度地利用所携带的推进剂的能量,提高火箭的运载能力。半人马座级第六次(AC-6)飞行试验,即第一次采用推进剂利用系统所做的试验结果表明,精确地监视和控制推进剂的消耗量,可以使火箭多运载100公斤的有效载荷。     

法尔肯-9火箭完成第2次贮箱加注试验

2010年4月16日,美国空间探索技术公司(SpaceX)再次对法尔肯-9火箭进行了贮箱加注试验,以验证新的软木绝热层在推进剂加注和泄出过程中的性能。此前,技术人员曾在2010年2月底对法尔肯-9火箭贮箱进行加注试验时,发现有大块的绝热层在液氧排空后从火箭上脱落的现象。     

液体火箭液位传感器关机系统

为大力神Ⅲ研制的液位传感器关机系统,也可用于其他的液体推进剂火箭。这种系统可以给产生关机指令的制导装置带来很大的性能增益;而且还可以消除那种因推进剂耗尽产生的严重而难以预测的动态载荷。该系统在每个贮箱里装有三个液位传感器,其所在高度相同,间隔相等。传感器的暴露信号分别发出,然后进行多数表决,在弹内还留有足够推进剂的情况下,指令发动机关机。本文描叙了限定与调节系统不定因素的要求及所作的分析。讨论了系统的可靠性并鉴定了各种应用都要考虑的一些因素。一种全尺寸模型试验计划增加了采用这种系统的信心并且为最后分析定时提供了数据。系统尽可能地采用了经飞行验证的元件。但是也为系统研究设计了一种“多数表决时延元件”。整个实验计划要18个月完成。不久就可供飞行使用。     

在大力神/半人马座(TC-2)任务扩大的飞行中半人马座失重滑行与发动机再起动的验证

半人马座失重滑行段所要求的推进剂管理和热控技术在大力神/半人马座(TC-2)飞行中于飞行器分离后的延续任务飞行期间验证获得了成功。作为验证工作中的一部分,发动机进行了两次成功地起动。第一次起动是在1小时失重滑行后进行的,第二次是在3小时失重滑行后进行的。半人马座的各个系统工作良好,失重滑行的设计参数得到了验证,没有发生重大的故障。飞行的结果表明,失重滑行期间观察到的推进剂位置和特性,推进剂加热,以及贮箱压力升高的速率没有预计的那么严重。所以,大部分推进剂留在箱底,推进剂聚集时间很短,在贮箱需要放气之前,可能已经滑行了7个多小时。贮箱的压力在发动机起动之前为增压泵提供的净正吸程大于所需要的数值。液氧箱是用新式的气束法予以增压的,这种方法大大地减少了氦气的用量。     

低温液体运载火箭变形补偿量设计及试验方法

中国新一代运载火箭普遍采用无毒无污染的低温推进剂,当运载火箭在低温推进剂加注、增压的过程中会造成贮箱变形,需要管路系统和箭体结构设计合理的补偿量来适应。针对传统有限元分析计算效率低,提出一种补偿量设计的解析方法,获得结构在低温、压强和飞行载荷下的变形响应机理,实现贮箱在各类载荷下的变形量综合,并基于平面视觉测量原理进行试验验证。验证和对比结果表明,设计方法合理可行,精度能够满足运载火箭工程应用,为低温液体运载火箭的设计提供参考依据和理论支撑。     

波音改进重型运载火箭芯级贮箱防晃板设计

目前,波音公司正在改进航天发射系统(SLS)运载火箭芯级贮箱防晃板的设计和布局。SLS运载火箭是美国国家航空航天局在研新一代重型运载火箭,计划2017年首飞,将用于发射猎户座飞船,执行载人深空探测任务,其初始的近地轨道(LEO)运载能力为70 t,最终要达到130 t。SLS运载火箭芯级直径约8 m。贮箱防晃板可在火箭发射期间减小贮箱内液体推进剂晃动。2012年波音公司已     

阿里安4液体助推器和第一级推进系统

从阿里安3到阿里安4,对第一级运载火箭进行了一些改进,使同步转移轨道有效载荷的运载能力从2900公斤增加到4300公斤。加长了一级贮箱,使推进剂加注量由148公顿增加到220公顿。四个加注36公顿推进剂的液体助推器并联捆绑在一级火箭周围。每个助推器都装有一台推力为670千牛顿的维金发动机。为了缩短研制周期并于1985年底以前进行首次飞行试验,新液体助推器的设计尽量采用了阿里安1的成功经验。     

可重复使用的轻重量低温推进剂贮箱设计的分析研究

可完全重复使用的运载火箭及在大气层中超高音速飞行的决定性技术是研制可重复使用的轻飞行重量的低温推进剂贮箱。本文介绍了对三种低温贮箱结构方案的研究分析结果(每种结构都悬挂在一个碳-碳航空壳结构中)。第一种贮箱方案是蜂窝夹芯结构,夹芯中间保持真空进行绝热。第二种贮箱方案是整体加强蒙皮结构,采用低密度的、密封槽式低温泡沫进行绝热。第三种贮箱方案是非加强蒙皮结构,采用和第二种方案相同的泡沫绝热。评估了各种设计参数对贮箱重量的影响。贮箱结构主要根据气垫压力、液体静压力和空气惯性载荷的要求来确定。但也要考虑与推进剂的兼容性、断裂力学、热应力、最小蒙皮厚度约束条件及极限温度。本文还介绍了一些设计曲线,这些设计曲线反映了几种不同的设计参数对贮箱壁厚度的影响。利用这些设计曲线作为基本运载火箭可重复使用的轻飞行重量低温贮箱结构的分析工具。分析结果表明,压力稳定的、非加强蒙皮的、极限温度为400℉低温绝热铝贮箱,对于大多数的设计条件来说其重量是最小的。     

线性回归分析在液体火箭推进剂温度预测中的应用

为研究液体火箭推进剂温度贴壁式测量替代插入式测量方法,消除推进剂插入式测温方式的隐患,基于一维稳态平板壁面传热学原理,建立理论数学模型,将火箭推进剂液体与壁面、环境大气三者之间换热关系的二元方程问题简化为一元方程问题,采用最小二乘法线性拟合,得出依靠壁面温度拟合推进剂温度的线性关联式。回归分析及实例验证了模型的正确性,并讨论了环境温度与壁面温度偏差等因素对测量精度的影响。结果表明：稳态换热条件下,利用壁温线性拟合推算推进剂温度方法可行,精度满足要求。     

低温末级滑行过程中贮箱压力仿真分析和控制

根据长征八号（CZ-8）火箭二级浅箱起动飞行任务剖面的新特点,需要准确预示并控制在微重力、大气枕容积条件下低温贮箱内的压力变化规律。通过建立箭体姿态控制和低温两相流体力热耦合的贮箱压力仿真计算模型,对滑行过程中低温贮箱内推进剂晃动、气液之间的换热和蒸发冷凝过程进行仿真分析,获取了准确的氢箱气枕压力变化规律。同时提出了滑行段低温贮箱压力多专业协同耦合设计和控制方法,支撑了浅箱二次起动任务的顺利实施,并在飞行试验中得到了验证。     

运载火箭推进剂交叉输送系统控制方法仿真研究

利用AMESim软件建立级间多贮箱并联的交叉输送系统仿真模型,利用交叉输送地面试验数据对模型进行修正,开展了2种控制方法的仿真计算,验证了采用截止阀控制和压力差控制:2种方法的可行性。研究表明：贮箱气枕压力和交叉管路流阻是影响推进剂交叉输送的重要因素;截止阀控制方案中贮箱压力的设计需重点满足芯级发动机最低泵入口压力条件,压力差控制方案中需综合考虑满足最低泵入口压力条件和维持芯级液位稳定的要求来设计贮箱压力;截止阀控制方案所需的助推贮箱压力较小、芯级液位控制难度更小,其性能更优。     

航天飞机中的推进剂动力问题

本报告是根据NASI-9890合同完成的两个工作总结的第二个。它包括在航天飞机设计中流体的三种主要动力问题的分析:箱底冲击;在推力向量与贮箱轴线不一致时贮箱中的流体晃动;以及在贮箱中推进剂液位长而浅时的水跃。涉及到航天飞机模型的设计、试验和分析工作的第一部分,已总结在最终报告的报告Ⅰ“在航天飞机模型中结构与液体推进剂之间的相互动力影响”一文中。     

液体火箭用液氧泵和液氢泵

使用液氧和液氢做推进剂能提高液体火箭的性能,因此,日本也期望早日研制液氧液氢火箭。现在,以宇宙开发事业团为主正在研制10顿级液氧液氢火箭发动机。如图1所示,液体火箭发动机的重要组件涡轮泵,是由把贮箱内的推进剂压送到燃烧室中去的泵和驱动泵的燃气涡轮所组成。近年来,由于航天飞机主发动机(SSME)都采用     

半人马座D-1T推进系统和推进剂系统

半人马座D-1T是与大力神Ⅲ助推火箭组合的半人马座高能上面级的改进型。对半人马座进行修改的目的是为了提高对任务的适应性和可靠性,和提供三次起动的同步轨道能力。加在它外壁上的防辐射层能明显地减轻向液氢箱中的热传导。这种防辐射层,与新研制的由计算机控制的推进剂箱排气和增压系统相配合,在轨道滑行期间可以采用经过改进的推进剂管理技术。不要对推进系统和推进剂系统做多少改变,就可以使它们适应于同步轨道任务的要求。为了提高系统的可靠性,减少单点故障的数量,各个系统普遍采用了复份技术。 1974年初将进行验证性飞行试验来验证大力神/半人马座执行任务的能力。此外,为了验证半人马座长期轨道滑行能力和完成三次起动的同步轨道任务,将要进行一系列推进剂管理试验。     

长征五号系列运载火箭一级氢箱防晃板减配优化设计

液体运载火箭飞行过程中面临推进剂晃动问题,满足姿控稳定条件下对防晃板进行减配,将有效地提升总体方案的可靠性与经济性.阐述了长征五号系列运载火箭贮箱防晃板优化过程,重点针对试样阶段一级氢箱防晃板减配问题开展了姿控设计.首先给出了刚晃弹动力学模型,开展了火箭晃动极-零问题分析,从频域分析与时域仿真的角度给出了姿控稳定结论,最后开展了飞行结果评估.研究结果表明,对晃动质量较小的贮箱防晃板可进行减配优化,姿控稳定设计允许部分秒点频域不稳定,时域仿真不发散是晃动稳定重要的设计依据.     

液体火箭发动机先进的增压系统

为了减轻增压系统的死重量并简化增压系统,以土星VS-ⅣB级火箭作为一个典型实例进行分析,提出了一个新的途径。土星的增压系统是用九个球形高压氦气瓶和一个加热氦气的氢氧燃烧器。包括关机时贮箱内的1000磅增压气体,总的死重大于1650磅。先进的增压系统为了在20％推力下重复起动,燃料箱和氧化剂箱在主动段的增压分别采用了J-2S发动机产生的氢气和氧气。在飞行终端,发动机在20％推力下再工作,直到把1000磅剩余液体推进剂(现有的死重量)作为有用推进剂燃烧完,继之以贮箱中75％的气体在无推力状态下进行燃烧。这样可以增加有效载荷2250磅,这个量相当于减轻发动机的重量58％。     

推进系统

S-ⅣB 级的主推进系统由一台 J-2火箭发动机、燃料系统、氧化剂系统、贮箱增压系统、发动机冷却系统、以及推进剂利用系统组成。J-2发动机燃烧液氧和液氢,它在飞行的第二助推阶段提供推力,以便把 S-ⅣB 级和有效载荷送入轨道。该发动机除提供主推力外,还在动力飞行期间为校准飞行路线的偏差提供调节力。飞行路线的修正是由仪器仓制导和控制系     

筛网通道液体获取装置压降模型及试验研究

为满足空间发动机及在轨推进剂流体传输中液体不夹气的要求,贮箱中需要设置推进剂管理装置,实现气液分离及液体获取.筛网通道液体获取装置是利用表面张力实现气液分离的装置.研究了地面环境下筛网通道液体获取装置压降模型,针对不同的液柱高度和流量开展计算,并通过地面出流试验对模型进行了验证.     

液氢用高速接触式机械密封的密封特性研究

一、序论液氢液氧火箭发动机的突出优点是推进剂单位质量具有相当大的推力。但是,研制这种发动机必须解决包括超低温因素在内的各种问题。涡轮泵是减轻推进剂贮箱重量的必要部件,它由输送推进剂的泵和驱动该泵的燃气涡轮