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。     

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。     

J-2氢泵零贮箱净正吸程工作的实验研究

在马歇尔空间飞行中心的J-2涡轮泵试验台上进行了一系列J-2发动机的氢泵试验。试验目的是验证该泵在零贮箱净正吸程条件下起动和工作的可行性。试验台用燃气发生器作驱动泵的动力,贮箱和泵入口之间使用了S-ⅣB级的燃料输送系统。泵在零贮箱净正吸程下工作就是要求它能够在其入口处为两相流的条件下工作。这是由吸入系统的管路损失和速度头使压力从贮箱出口处的饱和状态下降到泵入口处的两相范围的状态。为了验证泵的两相工作能力,在几种不同的泵流量和泵转速,以及几种不同的氢容积温度下进行了泵的汽蚀和起动瞬态试验。本文发表的汽蚀数据,是在几种泵的工作状态和氢容积温度下,用泵的压升与蒸汽容积含量之间的关系表示的。本文还将起动瞬态数据与泵的常规起动数据和J-2发动机的常规起动数据进行了比较。液体推进剂火箭发动机在零贮箱净正吸程下的起动和工作能力,对要求进行多次发动机起动的空间飞行器来说,是最理想的一种特性。具有这种能力,飞行器上就可以不用再增压系统,而且还能把起动前推进剂的调节要求减少到最低限度。该涡轮泵试验计划已经证明,零贮箱净正吸程的工作方式对液氢来说是可行的。     

低温液体运载火箭输送系统空化特性研究

低温液体运载火箭输送系统空化将导致发动机泵入口压力下降,偏离设计工况,严重时可能引发涡轮泵夹气,为运载火箭飞行可靠性带来灾难性影响。采用数值仿真与地面全尺寸出流试验相结合的方法,系统研究了低温输送系统空化特性及发展规律。结果表明,贮箱压力、飞行过载、液柱高度、推进剂温度、出流口型面等参数均对空化的发生与发展有重要影响,且相互之间耦合效应显著;出流口处存在局部限流环节,是初始空化诱发的位置;当输送管直管段当地静压不足以抑制空化时,空化可能沿输送管向下游传递;合理控制当地静压是抑制空化初生和沿流动发展的有效措施。     

火箭贮箱增压及连接器脱落动力控制系统设计

火箭贮箱增压及连接器脱落控制是保障火箭正常发射的重要环节,对火箭发射成败起着至关重要的作用。目前动力控制系统不具备独立的控制执行能力,存在功能模块零散、数据判读困难等缺点。针对以上不足之处,设计了全新的火箭贮箱增压及连接器脱落动力控制系统。该系统基于分布式控制架构和热备冗余工作机制,实现了远程控制模式,并增加了单点和急停控制功能。新系统具有更高的可靠性、安全性和自动化程度,为动力控制系统无人值守提供了有力的技术支撑。     

阿里安运载火箭第一、二级贮箱液位测量用的超声液位计

火箭飞行期间,对双组元液体火箭发动机推进剂贮箱的液位测量是一个重要参数,尤其是在为了确定瞬间推进剂混合比而随时对它进行控制时更为重要。可达此目标的手段之一是采用超声方法。这种方法在于测量由位于贮箱底部的探头发出并从液体表面反射回来的超声波的传播时间。法国航空空间研究院验证了在偏二甲肼(UDMH)和四氧化二氮(N_2O_4)中最大液位高度三米范围内这种测量方法的可行性。法国空间研究中心决定将此技术用于阿里安运载火箭第一、二级贮箱的液位测量。采用法国克鲁泽公司研制的飞行型液位测量装置,从实验室实验和级鉴定性热试期间所获得的试验结果验证了这种测量方法的有效性,达到的精度也满足技术要求。     

冷氦换热器传热设计及试验研究

为满足某火箭二级发动机氧贮箱增压需求，在二级发动机上设计了一种蛇形管式冷氦换热器，并对其进行传热论证。在发动机试验时搭建了一套冷氦试验系统，对冷氦换热器的性能进行试验验证，验证后修正了换热器传热系数。结果表明：冷氦换热器传热计算合理，修正后的蛇形管长度与试验基本一致。     

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。     

液体重定位推力时序的优化研究

研究了液体重定位的数值仿真方法，并利用半人马座在美国路易斯落塔试验室的落塔试验结果验证该计算方法的准确性，使用该数值仿真的方法对某贮箱液体重定位推力时序进行优化研究，研究结果表明通过对推力时序的优化能够加速液体重定位并能有效减少该过程需要消耗的能量。     

国外导弹增压系统述评

本文简要叙述了导弹挤压式输送系统和泵压式输送系统。对于泵压式输送,文中较详细地评述了推进剂贮箱的增压系统及总体设计对其一般要求和对增压工质的主要要求。对常见的几种增压系统的优缺点及其使用条件也作了比较。     

基于旋转阀的固体火箭发动机燃烧室压强振荡特性

针对基于旋转阀的固体推进剂压强耦合响应函数测试系统存在不易进行相位角测量、压强振荡及内流场分析的难点,设计一套旋转阀冷流实验系统,建立对应的压强振荡理论计算模型和三维瞬态内流场仿真模型,研究燃烧室压强振荡及其内流场特性.开展不同排气频率的冷流实验和理论计算,并与仿真模型进行对比.结果表明:仿真计算中单个转子排气通道周期...     

颗粒模压发射药装药的点传火性能

以粒状高能硝胺发射药为基础药,经过表面钝感、包覆、模压处理,制备颗粒模压发射药。设计底部结构和传火管结构两种点传火结构方案,利用30 mm高压模拟火炮,研究颗粒模压发射药装药的点传火性能。结果表明,与底部结构相比,传火管结构将颗粒模压发射药装药的点火延迟时间缩短15.2%,膛内最大负压差降低8.41 MPa,装药床受到的最大挤压力减小11.93 MPa。传火管结构方案使颗粒模压发射药装药具有良好的点传火性能。     

基于旋转阀的固体推进剂压强耦合响应测试方法

针对固体发动机燃烧不稳定问题,提出一种基于旋转阀的固体推进剂压强耦合响应测试方法,并对应设计了一套可开展冷气和推进剂点火实验的旋转阀实验系统.通过23 Hz、46 Hz、69 Hz 3种不同振荡频率的冷气实验及理论计算,发现两种结果对比误差最大值为4.35％,验证了圆光栅定位组件测试旋转阀次级排气通道面积和压强延迟时间...     

液体火箭贮箱出流口防塌陷仿真分析

为了分析防塌陷装置的效果及影响,采用流体动力学软件Flow3D开展液体火箭贮箱出流口防塌陷仿真研究.仿真结果表明,倒锥防塌陷装置通过减小中心区域与近壁区域的速度差,可以有效延迟发动机工作末期出流口塌陷夹气的出现;倒锥位于箱底的位置显著影响防塌陷效果,随着倒锥装置上移防塌陷效果逐渐降低,但同时会使局部最低静压升高,有利于...     

气体与液体混合驱动导弹快速起竖系统研究

为提高导弹起竖速度,提出气体与液体混合驱动起竖方式,建立了高压气瓶、活塞式蓄能器、2级液压缸、气体节流阀、液体节流阀的数学模型,完成了蓄能器驱动和高压气瓶驱动起竖的仿真研究以及气体与液体混合驱动快速起竖实验。研究结果表明：两种气体与液体混合驱动方案均可实现30 s内完成起竖;蓄能器驱动方案的控制方式简单,但蓄能器内压力较高,其体积和质量较大,过多能量消耗在加热液体上,适合轻载系统;高压气瓶驱动方案分别控制气体和液体,提出了复合控制方式,起竖前段对气体进行节流降低压力,能量损失较小,起竖后段对液体进行节流,完成负载的制动;实验结果与仿真结果的偏差满足要求,位移偏差在18 mm内,压力偏差在负载起动、制动和多级缸换级时较大,应采取缓冲措施以保证平稳快速起竖。     

半实物炮控仿真系统的设计

采用半实物实时仿真的方案设计了坦克炮控仿真系统,该系统由仿真计算机、仿真控制器、炮控计算机以及部分炮控系统部件组成,可以实现静态测量、稳定状态、跟踪与调炮状况的仿真。建立了炮控系统的仿真模型,进行了仿真系统运行剖面和仿真用例的设计。在大量实车测试和理论分析的基础上建立了火炮干扰力矩仿真数据库,仿真结果与实车测试结果对比表明,对不同路面不同速度下火炮运动的仿真都达到了满意的要求,较真实地反映了坦克炮控系统的动态特性。它除可为现有炮控系统进行仿真实验外,还可成为新型炮控系统研制中进行算法研究、性能实验的仿真平台。     

压力调节供应方式的鱼雷热动力系统启动过程匹配性研究

鱼雷热动力系统通常采用固体药柱先在燃烧室内点火再适时使燃料进入并点燃的方式实现启动，启动过程各参数变化剧烈且工作过程极为复杂，试验及统计表明，使用燃料压力调节供应方式的热动力系统在启动阶段更容易发生如热爆和无法点火等各类故障，问题主要出在系统启动过程的匹配方面。文中针对使用燃料压力调节供应方式的热动力系统，建立了包括充填集液腔和喷嘴阀杆运动等启动过程动态仿真模型；对启动过程的3个典型阶段进行了启动特性仿真，对模型与功率试验相关结果进行了比较，给出了3个典型阶段的特性，讨论了主要参数对各过程的影响；在对系统启动特性仿真和系统样机功率试验结果分析的基础上，从使用闭式喷嘴及可靠开启、喷嘴特性选择、燃料进入燃烧室时刻的参数匹配、燃料进入燃烧室后的相关匹配4个方面分析了系统的匹配性，给出了系统设置、主要参数（如燃料进入时间、燃料进入时刻的内压、燃料进入量、燃料进入后泵增压速率和药柱选择等）合理匹配以及可调控环节等方面的建议。     

坦克行进间垂向稳定器机电液系统的建模与仿真

为了准确描述坦克行进间的火炮稳定系统,采用多体动力学软件RecurDyn和液压系统仿真软件AMESim,建立了基于多体动力学与液压系统控制的联合仿真模型。基于多体动力学软件建立了坦克行进间多体动力学模型,利用液压系统仿真软件,对垂向稳定器进行液压控制系统建模,通过接口模块完成了坦克行进间稳定性模型的联合仿真,对比了单侧布置和对称布置垂向稳定器方案。仿真结果表明:该文建立的联合仿真模型能够准确地对坦克稳定系统进行仿真,且满足坦克稳定系统稳定精度的要求; 对称布置方案可以有效提高稳定效果,为提高坦克高机动条件下的稳定性研究提供了一定的参考。     

基于有限元分析Workbench软件的多孔发射药挤压过程仿真分析

为了获得特定多孔发射药模具的合理结构参数,应用Workbench软件的流体与固体耦合模块模拟了发射药药料在模腔内的挤压过程及针架的变形。采用单因素法分析了收缩角、成型段长度对挤出成型压力和模具针架系统变形的影响。结果表明：随着成型段长度的加大,压力逐渐增大、挤压药密实性增加、针架系统变形增大;随着收缩角的加大,压力增大、挤压药密实性增加、针架系统变形逐渐减小,在多孔模腔收缩角55°之后,压力增大、变形减小的幅度平缓;收缩段和成型段截面压力差从入口至出口逐渐减小,最后达到均匀分布。     

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.