侧向微重力环境下板式表面张力贮箱内推进剂晃动行为分析

侧向微重力是航天器在轨飞行时在东西位置保持和南北位置保持状态时所处的加速度环境.由于航天器贮箱内推进剂在侧向加速度环境下的重定位过程易产生晃动,因此侧向加速度环境对贮箱内推进剂管理装置(PMD)的管理能力的要求更高.为确保板式贮箱对推进剂的在轨管理能力,需要开展一系列的数值仿真与试验对PMD的管理能力进行验证.本文以板式表面张力贮箱为研究对象,采用VOF两相流模型对侧向微重力环境下重定位过程中贮箱内推进剂的运动进行数值模拟,并对推进剂运动中的晃动行为进行分析.最终,通过数值模拟结果验证了板式表面贮箱的管理能力,为微重力落塔试验与空间站试验提供参考依据.     

推进剂在轨加注流体传输过程的数值模拟和地面试验研究

针对排气式在轨加注方法,对航天器在轨加注过程的流体传输行为进行数值模拟和地面试验研究．采用VOF两相流动模型数值模拟板式表面张力贮箱加注过程的流动特性,得到加注过程的流动规律．地面演示试验使用地面模拟加注系统,对排气式加注的全过程进行地面演示验证．数值模拟和地面演示试验结果表明．排气式在轨加注方法是可行的．     

微重力板式贮箱推进剂重定位的数值仿真

板式表面张力贮箱内推进剂重定位对确定推进剂分布情况、研究晃动影响、提高控制精度等具有重要意义．为研究板式贮箱内推进剂重定位的规律,对微重力下板式贮箱内液体重定位问题进行数值仿真．计算时使用三维非定常两相流动流体（VOF）模型,对某一板式贮箱寿命末期在不同微重力加速度情况下各种重定位过程进行数值仿真,得到各种工况下重定位的全过程,以及定位后推进剂的分布情况．数值仿真结果为板式贮箱的设计提供有利依据．     

地面及微重力条件下低温贮箱内相变和传热的数值仿真

为了预测航天器低温推进剂在轨工作时受热后的状态变化,采用二维轴对称Volume of Fluid(VOF)气液两相流计算流体力学模型,同时选择Lee提出的气液相变模型.由于模拟试验采用低温液氮贮箱,因此本文采用低温液氮贮箱为数值仿真对象.微重力情况下,贮箱内气枕区的压力和压力上升率均低于地面状况,重力水平越低,压力和压力上升率越小,并且气体形成的气枕区位置和形状因表面张力大小随温度不同而动态变化,液体区间的温差也随重力水平的降低而增大.     

航天器贮箱气液自由界面追踪数值模拟

主要讨论了航天器贮箱在轨道航行时的微重力状态下其液体推进剂在贮箱内的形态分布及控制.文中采用VOF方法,加入了表面张力的效应,追踪气液两相流的自由界面,对液面在微重力条件下的位形变化进行了数值模拟.通过比较不同重力加速度及接触角下的两相流的相图,分析了影响贮箱中液体推进剂位形变化的主要因素及对其有效的控制方法.      

微重力环境下大叶片板式贮箱内流体行为的数值仿真与试验验证

大叶片板式贮箱是当前最为先进的一种新型贮箱,大叶片板式结构是该贮箱推进剂管理的核心部件.对微重力条件下大叶片板式贮箱内流体行为进行了数值仿真和微重力试验验证.采用液体体积分数法(VOF,volume of fluid)两相流动模型数值模拟板式贮箱内流体流动特性,得到了流体分布规律.搭建了大叶片板式贮箱缩比模型试验系统,对板式贮箱内流体行为进行微重力落塔试验,得到微重力环境下流体特性.数值仿真和试验结果表明,大叶片板式贮箱在微重力环境下管理流体性能良好,大叶片板式结构为空间流体(包括低温流体)管理提供一种良好的途径.同时本文仿真和试验为国内板式贮箱设计提供了必要的支撑数据.     

空间机动服务平台在轨补给技术研究

根据空间机动服务平台的特点,对推进剂在轨补给技术进行了研究,提出了一种空间机动平台推进剂在轨补给方案,即基于表面张力贮箱作为加注箱和接受箱的双组元推进系统的在轨加注方案。该方案具有如下优点：与现有卫星推进系统相匹配,改动量最少;没有使用任何活动部件,提高了系统的可靠性;产生的热量比倍压式要少,便于缩短加注时间,提高加注的可靠性和安全性。依据这一方案对空间机动平台在轨补给系统进行了详细设计。     

贮箱内低温推进剂汽化过程的CFD数值仿真

为研究贮箱内低温推进剂相变对推进剂温度和贮箱压力的影响,对贮箱内的传热传质过程进行了仿真.仿真涉及的物理过程包括贮箱与外界环境的换热、推进剂的自然对流、推进剂与贮箱内壁面的换热以及低温推进剂的相变过程等.根据热力学平衡原理建立了低温推进剂相变模型,使用CFD(Computational Fluid Dynamic)方法对处于地面常压停放状态的液氢贮箱进行了450 s的仿真.研究表明随着贮箱壁面传热过程的稳定,推进剂的温度分布、流动状态以及相变情况会趋于稳定;通过仿真获得了推进剂单位时间的汽化量;影响相变的主要因素是贮箱壁面漏热以及推进剂自身的对流运动.     

某火箭三子级剩余推进剂汽化研究

针对某火箭三子级剩余推进剂的汽化过程,建立了一个零维的数学物理模型.在给定太阳辐 射角的工况下,对贮箱中低温液体推进剂汽化时,贮箱内气体温度和压力变化、贮箱内质量 变化、进入贮箱的外界热流的变化及贮箱排放推力的变化等进行了数值计算,并对贮箱保险 活门排放推力对火箭在轨速度的极限影响作了简单分析.计算结果可进一步用于该火箭三子 级钝化技术的研究.     

一种板式推进剂管理装置（PMD）性能的数值仿真

板式推进剂管理装置（PMD）是板式表面张力贮箱最重要的部件之一．为分析板式PMD管理推进剂能力,以某板式贮箱为研究对象,采用三维非定常流体（VOF）体积函数的两相流模型,对不同填充比时板式PMD的推进剂管理性能进行数值仿真,得到微重力下推进剂在PMD上及贮箱内部的分布情况,仿真结果与国外空间搭载试验结果比较吻合,数值仿真结果为板式贮箱的性能提供验证依据     

称重法低温介质流量校验系统方案研究

液体火箭发动机试验中,流量测量的准确度至关重要。不同于常温流量测量,低温推进剂的流量测量有其特殊性。介绍了称重法低温介质流量校验原理、方法及方案,对流入法排出气体及流出法增压气体流量简略计算公式进行了推导;针对低温容器气枕换热传质特点,对气枕平均温度的一致性进行了讨论。得出了流入法排出气体流量一致性较好、采用流入法可以使低温流量计检定准确度更高的结论。     

称重法低温介质流量校验系统方案研究

液体火箭发动机试验中，流量测量的准确度至关重要。不同于常温流量测量，低温推进剂的流量测量有其特殊性。介绍了称重法低温介质流量校验原理、方法及方案，对流入法排出气体及流出法增压气体流量简略计算公式进行了推导；针对低温容器气枕换热传质特点，对气枕平均温度的一致性进行了讨论。得出了流入法排出气体流量一致性较好、采用流入法可以使低温流量计检定准确度更高的结论。     

大容量推进剂贮箱液体晃动性能试验

对某种内带推进剂管理装置（PMD）的大容量推进剂贮箱内液体晃动性能进行试验.开展不同充液比工况下空壳贮箱液体晃动试验,分析比较晃动试验结果与采用等效动力学模型的液体晃动理论计算结果,两者结果一致吻合,试验系统可靠性和理论模型的正确性得到良好验证.然后开展了不同充液比工况下内带PMD贮箱液体晃动试验,试验结果表明贮箱内液体晃动性能受内部PMD结构影响明显.该试验研究结果为运载火箭和卫星的姿态和轨道控制系统的设计优化提供重要参考和数据支撑.     

基于神经网络液体横向晃动时罐体受力的预测

用Fluent软件,VOF(Volume of Fluid)模型,对基准罐体在不同充液比下受到横向加速度时的受力进行数值模拟;以充液比、前两时刻基准罐体受力、加速度及将要经历的加速度作为输入,以下一时刻受力作为目标输出,选用合理的计算结果作为训练样本,建立基于BP神经网络液体横向晃动时基准罐体受力的预测模型,用158个样本对完成训练的网络进行可靠性验证,横向力、垂向力和侧倾力矩最大预测误差分别为8.88%,0.36%,1.38%,符合精度要求.基准罐体的时间步长和受力进行修正后,与一般圆柱及椭圆形罐体受力的大小和规律基本一致;对于作横向运动的柱形罐体,受力大小与罐体长度成正比.通过修正基准罐体的时间步长和受力,对一般圆柱及椭圆形罐体的受力也可实现BP神经网络的预测,为罐车动力学分析快速有效地提供所需数据.      

月球软着陆器动力学建模研究

建立准确、实用的月球着陆探测器动力学模型,是制导、导航和控制系统方案设计中的首要工作,文中月球软着陆探测器的推进剂贮箱采用横向对称分散布局的形式,并分析了布局方式对液体推进剂晃动的影响;将贮箱内液体考虑一阶弹簧质量模型,应用虚功率原理建立包含液体推进剂晃动的月球软着陆探测器从动力下降段至最终着陆段的动力学模型,并对动力学下降段进行了数值仿真,仿真结果可为月球软着陆探测器控制系统设计提供理论参考。     

液氙加注过程中贮箱充填率影响因素分析

液氙在加注过程中可能会出现相变进而降低贮箱的充填率，因此需要了解贮箱充填率的影响因素。采用零维集总参数模型对液氙加注系统进行建模和仿真。基于AMESim计算液氮无排气加注过程中贮箱的充填率，其与文献中的实验结果接近。同时，基于AMESim搭建液氙加注系统，计算不同入口过冷度、入口压强、壁面温度和热流量条件下贮箱的充填率。结果表明，在相同加注时间条件下，提升入口过冷度、增加入口压强可以提升贮箱的充填率，而管路和贮箱受热会降低贮箱的充填率。      

抽吸气流量对催化惰化系统性能影响

基于耗氧型惰化系统惰化原理,建立了绿色低温催化惰化系统（3CGIS）的AMESim仿真模型,研究了绿色低温催化惰化系统抽吸气流量对惰化时间的影响,以及飞行包线内燃油箱气相空间氧气体积分数变化。将计算结果与试验数据进行对比,结果表明,飞行包线内燃油箱气相空间氧气体积分数计算结果与试验结果基本一致,验证了仿真模型的正确性。在此基础上,得到抽吸气流量与惰化时间近似呈反比关系;当惰化时间一定时,抽吸气流量随载油率的降低而增加;针对下降阶段燃油箱气相空间氧气体积分数可能超过12%,提出一种双流量惰化模式设计方法,可保证氧气体积分数在整个飞行包线内低于12%。仿真结果为绿色低温催化惰化系统的设计与优化提供了依据。      

液氮贮箱常压停放实验与数值仿真

为研究低温推进剂的常压停放过程,设计了可视化液氮贮箱实验系统。实验中研究充填率和环境温度对液氮汽化量的影响,并测量贮箱内流体和贮箱外壁面的温度随时间和位置的变化。实验得出贮箱常压停放过程,相变主要在壁面和气液界面产生,并且气枕区存在温度分层,距出口位置越近温度越高;而液体区温度基本一致,处于饱和状态。贮箱外壁面在轴向的温度分布显著不同,处于液体区壁面温度低。运用分子动力学推导出的Hertz-Knudsen公式作为气液相变的传热传质源项,并据实验测得温度边界条件,采用混合物模型对贮箱常压停放状态进行30 min的数值仿真。仿真得到结果显示体积汽化速率与实验数据的偏差在5%以内,液体区的温度仿真与实验的偏差在0.15 K左右。      

液体姿控发动机76km高空模拟试验系统性能仿真

为研究液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统的工作性能,建立了考虑燃气相变的试验系统集中参数动态仿真模型。模型由真空抽气系统、冷凝管束和液氮外流程3个子模型组成。根据燃气、霜、液氮之间的传热和传质过程将各子模型耦合在一起。以四氧化二氮/甲基肼双组元姿控发动机为实例,计算了稳态和脉冲点火试验时系统的工作参数,分析了关键设计参数对其工作性能的影响。结果表明:试验系统能够为最大流量6.4 g/s(推力约16.5 N)的发动机提供脉冲和6×10~4s长程稳态试验环境;在长程稳态试验中,冷凝管束霜层将依次饱和,失去对二氧化碳和水蒸汽的抽吸能力,导致真空舱压力逐渐升高;在脉冲点火试验中,真空舱压力将随发动机工作而脉冲波动,15 ms开关脉冲时的压力波动幅度约70%。研究结果为液体姿控发动机高空模拟试验系统的设计与改进提供了参考。