微重力条件下用于低温燃料贮箱的热动力排气系统

简要介绍一种可供选择使用的低温燃料贮箱零重力排气系统。介绍了该系统的功能及工作原理，给出了热交换器混合泵、控制阀门等主要系统组件的工作原理及结构图，回顾了热动力气系统的发展，评述了该系统的使用阶值。     

复合材料低温贮箱的开发与应用

讨论了运载器用复合材料低温贮箱工作要求,详细描述了液氢、液氧贮箱、双叶贮箱、半保角贮箱等复合材料贮箱及推进系统其它部件（如燃料供给管、盖板、二次增压贮箱）等的开发与试验。     

低温贮箱及铝锂合金的应用

从贮箱结构方案和材料应用两个方面对新型低温贮箱技术进行了论述。提出了运载火箱低温贮箱的几种总体布局方案和结构形式;明确指出新型低温贮箱的主体结构材料应立足于先进的铝锂合金。在制造工艺方面,提出了需重点开展研究工作的两项关键控制技术,成形技术和焊接技术。     

航天飞机外贮箱制造用硬工装

大约在三年前,马丁·马里塔公司接受了一项在新奥尔良州米楚德装配制造厂制造航天飞机外贮箱的合同。该合同是由美国国家宇航局提出、马歇尔空间飞行中心指导的,最初合同要求制造3个地面试验产品和6个飞行试验产品。到目前为止,已制造了第一批2个试验产品。后来的合同可能要求在今后15年内制造439个外贮箱。航天飞机由一个轨道飞行器、一个外贮箱和两个固体火箭助推器组成。发射后,连接在     

可重复使用低温贮箱热防护系统热传导分析

建立了可重复使用低温贮箱热防护系统的瞬态热传输理论模型,给出了数值计算方法。分析了地面和飞行再入两个阶段热防护系统中的温度分布。在地面阶段,考虑了风速、太阳辐射、地球反射辐射以及空气辐射等对温度分布的作用;在再入返回阶段,主要考虑了气动加热和贮箱外表面辐射对温度分布的作用。本文方法可用于热防护系统的结构优化设计。     

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.     

低温贮箱回流消能器结构设计及优化

为有效耗散低温贮箱回流推进剂的动能,根据预冷回流的工作环境,设计出了莲蓬状回流消能器。对氧箱和氢箱回流消能器内、外流体的流动特性进行模拟计算,给出在不同工况条件下的迹线、压力场和速度场的分布,得出了回流消能器的局部流体阻力系数,并对氧箱回流消能器的结构参数进行了优化。研究结果证明,莲蓬状回流消能器特殊的结构形式能够提高预冷回流液体能量分布的均匀性,有效降低回流造成的扰动。     

低温贮箱共底真空性能分析及测试

介绍在常温和低温两种不同条件下贮箱共底的真空性能及测试方法,在低温推进剂泄出的特殊情况下对共底可能出现的故障进行了预测,并提出处理方案。     

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。     

火箭低温贮箱的新型共底安全监测系统

介绍了新型共底安全监测系统的结构及主要单元设计,系统功能及技术指标性能的测试.该系统应用于火箭低温推进剂加注过程中,实现了对火箭共底结构内氢、氧浓度和压力的实时监测,检测数据可靠,为火箭发射安全提供了保障作用.     

流固耦合作用下某双层结构燃料贮箱动力学特性分析

为了研究某姿控发动机双层结构燃料贮箱在升空过程中振动冲击对贮箱的影响,利用流固耦合理论对空载和充液两种条件下的贮箱进行了模态分析、频率响应分析和冲击响应分析。计算出了两种条件下贮箱的模态频率、模态振型;获得了两种条件下贮箱的频率响应特性;得到了两种条件下贮箱冲击响应曲线。     

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。     

基于NSGA-II的低温贮箱地面增压系统多目标参数优化

将带精英策略的非支配性排序遗传算法NSGA-II(Non-dominated sorting genetic algorithm-II)应用于运载火箭低温贮箱地面增压系统参数多目标优化问题中,采用软件AMESim和Isight实现联合仿真优化,寻优出非劣解集(Pareto解集)。设计人员可依据工程经验,从Pareto解集中选出满意解。该方法为低温贮箱地面增压系统参数设计提供一种新思路。     

航天飞机外贮箱减重

航天飞机外贮箱减重计划是在1975年10月着手进行的,当时计划减轻外贮箱重量2560磅。到1979年1月,规定外贮箱重量要减轻6000磅。为减轻外贮箱重量拟采用如下措施:独特的安全因素估算方法、设计最佳化和把大的设计余量减小。今后进一步改进性能主要致力于如下几个方面的研究工作:1.外贮箱后底盖处用的改进型热防护系统;2.推进剂管理系统的改进;3.今后大量使用复合结构材料;4.采用内置电缆从而消除电缆槽;5.根据飞行试验结果取消液氧箱中的防晃隔板。     

推进剂贮箱优化设计的思考

从推进剂贮箱的自身特性及其在产品中的重要性阐明优化设计的必要,并对如何优化提出看法.通过对材料选择、底形选择及结构设计中一项法兰盘的设计为例,表述贮箱优化设计应该思考的问题,从而建立多领域优化设计思想.     

航天飞机外贮箱的焊接

马丁·马尔塔公司目前正在履行在新奥尔良州航宇局米楚德装配厂设计和制造航天飞机外贮箱的合同。最初合同要求在米楚德装配厂制造3个地面试验产品和6个飞行产品以及设计和制造装配用的工装。这项工作是由亚拉巴马州航宇局马歇尔空间飞行中心根据NAS8-30300合同提出来的。题为“航天飞机外贮箱制造用硬工装”的前一篇文章发表于1977年12月焊接杂志上。     

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。     

引射循环预冷回流低温贮箱流动与传热特性研究

运载火箭贮箱内部流动与传热特性与火箭息息相关,中国新一代运载火箭氧系统普遍采用引射循环预冷技术。介绍了低温动力系统引射循环预冷过程中低温贮箱内涉及到主要物理过程,采用基于自由界面追踪的VOF模型,研究了引射循环预冷回流低温贮箱内气液两相流动与传热特性。结果表明:地面状态循环回流气液两相流对贮箱内相分布、温度、压力和速度具有显著影响,并进一步讨论了引射循环预冷工程优化原则,为相关工程应用提供指导。     

低温贮箱共底管路的真空氦质谱检漏方法及系统

某型火箭低温贮箱采用共底结构,射前需对共底抽真空,以降低共底两侧低温推进剂之间的热交换.为确保共底可顺利抽至所需的真空度,要求与共底相连的导管接头漏率不大于1×10-7(Pa·m3)/s.对两种真空氦质谱检漏方法进行了对比,基于60°球头-喇叭口密封结构泄漏的Roth模型和试验验证,选择局部罩盒法对共底管路接头进行真空...     

液氢/液氧贮箱系统

1.前言为了配合装有宇宙科学研究所研制的7吨及10吨级液氢/液氧发动机系统E5-702/ES-1001的全弹体系统试验,TK-701贮箱系统由宇宙科学研究所对宇宙开发事业团提供的厚壁贮箱进行了绝热施工导管装配。经过绝热试验后,于1981年10月进行了第1次全系统试验。接着又在12月进行了第2次试验。