低温推进剂输送管路热动力排气系统研究

为了实现低温推进剂的长期在轨贮存,保证推进剂从贮箱到发动机的液态供应,拟采用热动力排气系统(Thermodynamic Vent System,TVS)来实现推进剂的热管理。以单位长度液氧管路为例,阐述了热动力排气系统的原理,进行热动力排气系统孔板及TVS管路设计、在轨贮存时间计算、TVS管路排放量计算以及排放量影响因素分析。     

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。     

低温贮箱热力学排气系统建模及仿真分析

针对低温推进剂在轨贮箱蒸发量控制问题,建立低温贮箱热力学排气系统自增压和压力控制仿真模型,综合考虑贮箱封头气枕壁面模型、贮箱柱段气枕壁面模型、贮箱液体壁面模型、液相模型、环境模型、气液界面模型、气枕模型以及贮箱壁面液相-气枕壁面液膜模型等仿真模型,模型包含固体节点、气枕节点以及液体推进剂节点,通过对热力学排气系统J-T排气阀、换热器以及排气系统的耦合计算可得到相应的仿真数据。通过对NASA MHTB试验平台50%充灌率的试验进行仿真计算,结果表明,整个热力学排气系统运行过程的仿真数据与美国MHTB试验平台数据相吻合,可为低温推进剂在轨贮存仿真计算提供支撑。     

基于遗传算法的低温推进剂集成管理模块参数优化

低温推进剂集成管理技术是氢氧上面级实现长期在轨的新技术手段。采用AMESim软件搭建低温推进剂集成管理模块系统仿真模型,以模块干重与滑行段内液氧消耗量之和最小为优化目标,使用遗传算法优化模块内组件参数,研究组件参数的影响,优化结果为后续试验研究提供参考。     

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.     

微重力下低温贮箱内推进剂相变仿真模型研究

低温推进剂具有沸点低、易汽化的特点,相变是低温推进剂长时间在轨蒸发量控制问题中需要考虑的首要影响因素。相变模型对低温推进剂蒸发仿真起到重要作用,构建合理的相变模型成为低温流体蒸发量仿真重要的研究方向。基于4种相变理论,采用FLUENT软件二次开发的方法,建立基于相平衡和非平衡理论的4种相变模型,开展微重力下液氢推进剂蒸发的数值模拟,并与国外探空火箭试验进行比较和验证。研究结果表明：比较4种相变模型对贮箱内压力升高速率预示的准确性,得出了适用于微重力下低温推进剂仿真的相变模型。     

热力学排气系统低温流体轴向掺混过程研究

低温推进剂长时间在轨蒸发量控制问题是发展低温末级、轨道转移运载器以实现未来长时间在轨空间任务的关键;热力学排气系统为蒸发量控制提供了有效方案,而轴向流体掺混过程是热力学排气实现贮箱压力控制的关键。为研究轴向掺混过程下的流体行为特性,对流动、传热、相变过程建立了CFD仿真模型,利用国外地面试验进行了验证,对不同流量、流速、温度、喷口直径等因素开展了研究。结果表明:在不同的掺混流量和流速下,表现出4种不同的流动模式,流动模式决定了贮箱内流动、换热及相变的趋势,掺混剧烈的流动模式压力下降快,较低的掺混温度对推进剂品质的提升有积极意义。     

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。     

低温固体推进(CSP)技术研究进展

低温固体推进(CSP)技术综合了固体推进剂和和液体推进剂的优点,具有结构简单、可靠性高、能量水平高、环境危害小的特点.本文从CSP推进剂的性能、配方、药柱形式和原理发动机点火试验等方面详细介绍了国内外的研究进展,并且指出进一步提高CSP推进剂的贮存、使用温度和能量水平是CSP技术未来发展主要趋势,有助于推动CSP技术在我国的发展.     

常规推进剂在轨加注技术研究现状与趋势

实现推进剂的在轨加注服务能够显著提升大规模空间探测能力、减小运载器规模、降低任务成本。归纳常规推进剂在轨加注方案并进行分类和比较,对国外典型的常规推进剂在轨加注研究计划进行分析,总结其发展趋势,为后续深入开展相关研究工作提供参考。     

变轨发动机大型高空模拟试验台

论述了我国变规发动机大型高空模拟试验台总体技术方案、试验系统组成及所采用的关键技术,并对变轨发动机高空热试验成功进行了技术总结.变轨发动机高空模拟试验台采用新型四级蒸气引射试验装置,合理配置了蒸气引射试验系统、液氮供给系统、高温蒸气系统、循环冷却水系统、推进剂供应系统、高空点火抽气系统、发动机参数测量系统、监控系统、推进剂废气吸收处理系统.应用高温蒸气引射、低温液氮冷凝、超音速扩压器、模拟燃气负载调试、分布式测控等关键技术,完成了大型高空模拟试车台的建设,取得变轨发动机高空模拟试验的成功.该试验台是我国目前最大的空间发动机高空模拟试验台,填补了我国大型高空模拟试验设施的空白,而且达到了国际上同类试验设备的先进水平.     

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。     

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.     

航天运载器及低温贮箱的热防护系统

低温贮箱是航天运载器最大的结构部件,作为压力容器用来贮存液氢、液氧推进剂,也作为运载器的主承力结构,起着支撑热防护系统以及为其它系统仪器设备提供安装基础和空间的作用.随着航天运载技术的不断发展,低温贮箱热防护系统已经成为重复使用运载器的关键技术之一.介绍了一次性使用运载器热防护系统的发展历史,以及重复使用运载器低温贮箱热防护系统的最新进展.     

低温上面级滑行段的推进剂管理(续)

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.     

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。     

低温技术在氢氧火箭发动机试车台上的应用

介绍一座大型氢氧火箭发动机多功能高空模拟试车台所采用的几项新设备和新技术：分级预冷高压低温液氢容器；全包式液氮预冷夹套式低温液氢容器；高压低温截止阀；高压低温脉冲式安全阀；高压低温补偿器；低温贮箱的自动增压稳压技术；高压低温管路的密封技术等。这些技术填补了多项国内空白。     

一种动态自动称量技术

针对某些发射药颗粒较大,不能满足快速、精确称量的问题,设计一种动态自动称药控制系统。该系统主要采用皮带送药技术、气动震盘送药技术和在一定范围设置称药量值进行称量技术,通过粗加药与精加药比重的控制方法和设置控制提前量的控制策略,实现了大颗粒发射药的动态自动称量,并已在某发射药自动称量机项目中成功应用。实践结果证明:该技术降低了工人的劳动强度,提高了生产效率。