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。     

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.     

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.     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

有限推力机动变轨能力包络快速计算分析

通过设计加权的组合性能指标函数,将机动变轨能力包络计算评估问题转化为一系列使组合性能指标最优的飞行任务规划问题求解,并采用求解精度高、收敛速度快的伪谱结点-非线性规划方法将存在多个推进-滑行段的最优任务规划问题离散转换并快速求解。算例仿真表明,采用该方法可以综合评估限定推进剂耗量、程序角速率限幅等约束下的机动变轨能力包络,给出满足可控性要求的最优飞行轨道,进而可以增强小推力长期在轨机动飞行器的多样化任务适应能力。     

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。     

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。     

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。     

火箭发动机起动过程动力学研究

根据新一代液体火箭发动机特点,建立系统主要组件的动态数学模型。考虑推进剂的低温特性,对发动机的起动过程进行了仿真研究,计算方法采用龙格-库塔法。仿真结果表明数学模型合理,从而为判断系统能否稳定工作提供依据。同时也为发动机设计、改进和试验提供一定的指导意义。     

一种用于计算上面级发射窗口的方法

对于采用上面级将卫星直接送入目标轨道的发射任务,上面级对发射窗口的约束,是确定任务发射窗口的重要决定因素。针对这一问题,提出了上面级发射窗口计算的方法与流程。通过搜索与解算上面级飞行姿态来满足长时间滑行期间的热控、地面测控等多种约束条件,将发射窗口计算问题转换为飞行姿态设计问题。采用所提出的方法,对较多的发射时刻都可解算出满足约束条件的姿态,为整个任务发射窗口的确定提供了便利条件。     

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.     

在轨模块更换军事需求分析

在轨模块更换是在轨服务技术的一项重要应用。根据在轨模块更换的军事需求,从作战目的、作战任务、作战能力、作战应用等方面进行了分析,为在轨模块更换在未来空间任务中的应用提供了理论参考。     

基于OPC技术的导弹阵地自动化系统集成研究

导弹阵地自动化管理系统中,楼宇自动化、火灾报警和闭路电视监控子系统间没有统一的标准接口,不能将其管理集成,难以实现信息、资源、任务共享和一体化管理.为此,提出了基于OPC技术的阵地自动化系统的集成方案.本方案采用集散的集成系统模型,以组件、标准开放平台为基础,各子系统的接口模块以组件的形式加入,按照OPC接口标准定义自己的接口模块.利用OPC服务器对各子系统进行封装,各子系统管理各自的信息,集成系统负责各子系统接口模块之间的信息交流、数据处理与协调控制,实现各子系统的协同工作,完成阵地自动化系统的集成.     

基于0PC技术的导弹阵地自动化系统集成研究

导弹阵地自动化管理系统中，楼字自动化、火灾报警和闭路电视监控子系统间没有统一的标准接口，不能将其管理集成，难以实现信息、资源、任务共事和一体化管理。为此，提出了基于0PC技术的阵地自动化系统的集成方案。本方案采用集散的集成系统模型，以组件、标准开放平台为基础，各子系统的接口模块以组件的形式加入，按照0PC接口标准定义自己的接口模块。利用0PC服务器对各子系统进行封装，各子系统管理各自的信息，集成系统负责各子系统接口模块之间的信息交流、数据处理与协调控制，实现各子系统的协同工作，完成阵地自动化系统的集成。