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。     

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     

夹芯复合材料箱形导梁的挠度分析

为了分析夹芯复合材料箱形导梁的挠度,采用理论和数值分析相结合的方法,计算了夹芯复合材料箱形导梁的挠度。将夹芯复合材料箱形导梁等效为等刚度等跨度的各向同性箱形梁,应用初等梁理论计算了考虑剪切变形的箱形导梁挠度。建立了夹芯复合材料箱形导梁的有限元模型,得到了夹芯复合材料箱形导梁挠度的数值解。解析解与数值解吻合良好,说明了夹芯复合材料箱形导梁挠度计算的正确性。     

SLS芯级制造最新进展

正NASA的米丘德装配厂正在开展航天发射系统(SLS)芯级5个部段的制造工作。目前,首飞任务所使用的前裙、箱间段和发动机舱段已建造完毕。NASA、波音和材料领域专家已对贮箱焊接置信件展开详细评审,为液氢贮箱和液氧贮箱确定了新的焊接参数。液氢贮箱将采用自持式搅拌摩擦焊,而SLS液氢贮箱则是这种焊接工艺所加工过的厚度最大的部件。     

SLS芯级发动机段结构件进行结构试验

正SLS芯级发动机段结构验证件在米丘德工厂完成制造,准备通过飞马座驳船运至马歇尔航天飞行中心进行结构试验。该发动机段可安装4台RS-25发动机,试验将对发动机段施加拉压和扭转载荷,验证结构件是否能够承受火箭发射、起飞和飞行中的载荷。发动机段装船后,飞马座驳船将穿行1 995 km的河道,到达马歇尔航天飞行中心。为了适应SLS芯级的尺寸,NASA对飞马座驳船进行了改进,长度增加了15 m,相比运输航天飞机外贮箱时,其总质量增加了272 t。芯级所有结构件均由此船运     

H-1运载火箭液氢/液氧贮箱的研制试验

H-1是日本的一种未来运载火箭,能把重约550公斤的有效载荷送入同步轨道。宇宙开发事业团目前正在集中力量加紧H-1运载火箭的最后研究工作。H-1运载火箭具有高运载能力是由于采用了新近研制的第二级液氢/液氧推进系统。第二级推进系统由一个贮箱和一台发动机组成。贮箱直径2.5米,长5.7米,能贮存8.7吨推进剂。贮箱为整体结构,用共底把前部的液氢箱和后部的液氧箱隔开。外表面用2219铝合金制造,涂有聚胺脂泡沫绝热层。共底由玻璃纤维增强塑料蜂窝夹芯和铝合金板制成。贮箱研制中最关键的项目是共底,因此,采用低温结构试验来验证共底结构的完整性。整个贮箱的结构完整性是通过缩比贮箱的低温结构试验和原型箱的室温结构试验来验证的。     

美航宇局透露X-33复合材料液氢箱故障原因

1999年 11月 3日 ,美正在研制的 X- 33可重复使用演示火箭的复合材料液氢贮箱试验失败 ,今年 8月 10日美国航宇局透露了故障分析结果。贮箱上的微细裂纹使液氢渗入蜂窝结构壁的芯部 ,从而使粘接蒙皮和蜂窝结构芯部的粘接剂的强度降低一半 ,而低温泵压系统又使空气吸入芯部并使其液化。试验完毕后 ,液氢箱温度升高 ,吸入的液化气体开始膨胀 ,从而使已有裂纹的蜂窝结构爆裂。由于在处理前粘膜早已脱落 ,所以粘合强度极低。虽然对于低温抽吸作用有所预料 ,但出现那么多的微细裂纹是出乎意料的。故障分析委员会认为 ,研制这么复杂的大型贮箱 ,…     

土星结构材料

一、概况 1.土星Ⅰ第一级是由9个贮箱组合而成。采用的材料均为5456-H343铝合金。中央贮箱的直径为105时,周围8个贮箱的直径分别为70时,四个内箱和中央贮箱都装载液氧,四个外箱装载煤油(RP-1)。第一级有8台H-1发动机,总推力为1.5百万磅。第二级(S-Ⅳ)为氢氧级,装有6台RL-10发动机(普拉特·惠特尼公司研制),设计推力为9万磅。贮箱直径约18呎,长41呎,结构材料采用2014-T6铝合金。     

模块设计一次性运载火箭采用的推进技术

本文介绍了采用先进推进技术的一系列模块设计一次性运载火箭的系统分析结果。高性能芯级运载器捆绑上助推器,能使近地轨道的运载能力提高到40000～150000磅。在本文研究中,规定一种新的两级结构芯级运载器,假定正东发射时,近地轨道运载能力为40000磅。如在此芯级捆绑上两台或更多台助推器能进一步提高其运载能力。研究中的芯级运载器结构包括可贮存燃料芯级、烃类燃料芯级和液氢燃料芯级。研究中的助推器包括采用与芯级同样推进剂的各种助推器以及混合推进剂助推器和固体火箭助推器。此外,还评估各种运载火箭方案的起飞总重、结构重量和运载能力。     

大流量氢气的排放与扩散研究

提出了试验与软件仿真计算结合的方法分析试验台贮箱大流量氢气排放的安全性,以试验期间测量的压力、温度作为Fluent软件仿真计算的边界条件及初始条件,分析试验台氢贮箱排放氢气的流场及温度场,获取排放管出口的氢气流速及温度,评估氢气排放的安全性.对于排放阀出入口压力之比远小于0.528的情况,采用孔板的超临界限流法估算氢气排放流量、流速,其结果能与前一种方法相互印证.在仿真计算的基础上,运用高架连续点源扩散的高斯模式,初步分析了氢气排入大气的扩散特性,通过数值软件Matlab分析计算并绘制了氢气危险浓度的空间分布,以确定氢气排放管附近的安全区域.     

对航天飞机助推器的试验得出各种各样的结果

美国航宇局设计了一个用于试验航天飞机改型助推器的试验台,该试验台通过再现点火压力和外贮箱载荷的影响来进行试验。在11月19日的第一次点火试验中,未对外贮箱加载,但适当地再现了更重要的内压载荷。马歇尔空间飞行中心的试验必须重复进行,但这会对航天飞机计划有很小影响。这次试验包括马歇尔空间飞行中心的瞬态压力试件,该试件采用一台缩小了的三段莫顿·塞奥科     

法尔肯重型火箭芯级完成地面静态点火试验

正SpaceX公司在德克萨斯州的麦格雷戈试验场对法尔肯重型火箭的芯级完成静态点火试验,为法尔肯重型火箭在2017年下半年的首飞任务奠定了重要基础。SpaceX公司在社交媒体网站上公布了点火试验的视频,但并未说明具体的试验日期。法尔肯重型火箭为2级构型,芯级和法尔肯9火箭一子级基本相同,捆绑了2枚助推器。根据此前SpaceX公司披露的信息,法尔肯重型首飞火箭的芯级是新制造的,并进行改进以便     

环境模拟试验台的分布式测控系统设计

环境模拟试验台分布式测控系统基于多种通信协议,采用现场级、下位测控级、上位管理级和远程监控级分布式结构.其中央监控/产品测试/远程监控软件,分别运行于中央监控/产品测试数据采集/远程监控计算机上.系统以流程图、数据表格、曲线显示窗口等多种页面,显示试验运行情况,实现远程通信和监控.     

助推器氧箱异型结构对增压影响的研究

空间站工程载人火箭发射目标飞行器的运载能力需求增加,为了提高运载能力,在助推器外形不变的情况下,氧化剂箱前底由椭球底改进为圆锥形底,并伸入头锥内部以充分利用头锥内部空间.针对助推器氧箱的异型结构,采用系统仿真的方法对增压方案进行改进分析,评估改进结构对增压能力的影响.研究表明,氧箱内单层管路中增压气体与液体推进剂换热效...     

大力神改进研究——氢芯级

本文简要介绍了大力神运载火箭的情况及其改进方案。设想采用一种新的氢氧第二级代替现在的第二级芯级,采用一种新的氢氧第一级代替现在的第一级芯级,还设想用新的氢氧二级作为轨道转移火箭。     

运载火箭大型关键承力产品激光沉积增材制造技术研究

针对TC11钛合金芯级捆绑支座激光熔化沉积成形制造过程开展了工艺研究和产品试制,通过对比分析验证了不同成形方向结合区对本体性能无明显影响,证明了原材料粉末中氧元素对本体性能的强化作用,并提出了合理的粉末原材料含氧量控制范围.试制件1.5倍工作载荷静力试验考核合格,通过材料升级与增材制造技术结合实现了结构减重和快速制造的目的,为运载火箭大型复杂结构关键承力产品制造提供了一条新的途径.     

多喷管运载火箭底部热环境研究

为深入研究多喷管运载火箭底部热环境特性,以芯级带四助推器火箭构型为模型,动力系统采用液氧煤油发动机系统,芯级底部安装2台,每个助推器安装1台.应用隐式密度基求解器求解耦合了SST-kω湍流模型的Navier-Stokes(N-S)方程,得到火箭上升过程中不同飞行工况下的全流场信息以及箭体底部对流热流.结果表明:箭体的外...     

固体捆绑火箭助推分离仿真研究

固体助推器分离系统设计应保证在各种条件下实现芯级与助推器安全分离,对运载火箭固体助推分离的安全性问题进行研究。建立了固体捆绑助推分离的六自由度动力学模型,结合虚拟样机与动力学数值仿真技术,对固体助推器分离动力学特性进行探讨;研究了固体助推与芯级分离主要影响因素,并对分离过程中助推和芯级的运动过程进行仿真。根据数值仿真结果,给出固体助推不同分离工况下的分离规律。仿真分析结果表明：通过六自由度仿真能够有效模拟固体助推与芯级的分离。     

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。     

宇宙神5系列运载火箭的现状及其未来的发展

宇宙神5系列运载火箭是美国现役的运载火箭,具有极高的可靠性和强大的运载能力.洛克希德·马丁公司正计划通过加大芯级直径,发展新型上面级等手段对宇宙神5进行改进升级,以满足未来空间运输的需求.