过冷度对飞行器贮箱热力学排气系统性能的影响

为了研究低温推进剂贮箱的压力控制特性和热力学排气系统的运行特性,建立了耦合贮箱内流体流动相变过程与热力学排气系统(TVS)的数学模型,对TVS系统运行后贮箱的压力和温度变化进行了仿真计算。在以液氮为贮存工质的低温流体高效贮存平台上,进行了仿真模型的验证。分析了不同液体过冷度对低温贮箱温度和压力控制特性的影响。研究发现,在相同的在轨贮存周期内,对于饱和状态的液氢和液氧,TVS只有在排气模式下才能实现低温贮箱的压力控制,而对于过冷状态的液氢和液氧,TVS只需进行混合模式运行便可实现低温贮箱压力控制,且TVS混合运行时间随液体过冷度的增加而减少,16 K液氢时TVS的运行时间(546 s)相比于20 K液氢(663 s)减少了17.6%,78 K液氧时TVS的运行时间(2 760 s)相比于90 K液氧(16 469 s)减少了83.2%。过冷液体与气枕的混合可以实现低温流体在轨贮存过程中的零排放。     

超低温对T700碳纤维/环氧复合材料弯曲性能的影响

研究正交铺层的碳纤维增强环氧树脂基复合材料（CFRP）在超低温的环境下的弯曲性能和损伤破坏形式。对复合材料试样进行不同时间的液氧浸泡处理和不同次数的常温/液氧温度热循环处理来模拟液氧燃料贮箱使用工况,通过配有超低温试验装置的力学试验机研究CFRP在不同超低温条件处理前后的低温弯曲强度和弯曲模量的变化规律;采用扫描电子显微镜（SEM）对破坏前后试样的微观形貌进行分析。结果表明,经过液氧浸泡及常温/液氧温度热循环处理的CFRP的超低温弯曲强度和模量变化趋势基本一致,均随时间和循环次数的增加先下降后上升,这种变化规律与其超低温环境下材料的微观结构变化密切相关。结合CFRP破坏前后的宏观和微观结构特性以及微裂纹的扩展规律,揭示了正交铺层CFRP超低温弯曲性能变化的 机理。     

航天飞机新型外贮箱问世

1982年9月10日,航天飞机的第一个轻型外贮箱(LWT-1)正式出厂,这是航天飞机计划中的一个重要里程碑。这种巨大的贮箱装有供航天飞机主发动机使用的超低温液氧、液氢推进剂,贮箱本身也是航天飞机的主体结构。外贮箱有三个主要部件:一个液氧贮箱;一个液氢贮箱;     

发动机试验液氧贮箱放气系统动态特性研究

在液氧/煤油火箭发动机地面试验中,为得到液氧贮箱放气系统放气流量与放气阀门动作的响应特性,从而控制箱压的下降速率,验证液氧煤油发动机在低入口压力条件下的工作适应性,对液氧贮箱放气系统的动态特性进行了研究。建立了液氧贮箱二维计算模型,结合试验数据,对低温贮箱内气枕空间的非稳态换热过程进行研究,确定放出气体温度以及相应状态。应用CFD的动网格技术,建立二维计算模型,对放气系统阀门的开关动态特性与过流流量特性进行综合分析,获得了不同通径放气管路的放气流量与箱压的计算关联式,基于理想气体状态方程,完善了箱压计算理论模型。应用该模型量化分析箱压下降速率,为计算箱压控制的准确时间节点提供了操作参考。     

低温推进剂复合材料贮箱基体开裂预测方法

基于六边形单胞模型,构建了宏细观结构力学响应场间的关联矩阵,建立了低温推进剂复合材料贮箱结构的宏细观一体化分析方法,采用工程常用的能够预测不同失效模式的宏细观强度准则,对机械和温度载荷下复合材料层合板的基体开裂进行预测。结果表明:在机械载荷下,与试验数据相比,宏观Hashin准则、改进的宏观Tsai-Wu准则、细观最大应力准则和细观Hashin准则均具有良好的预测精度。但在温度载荷下,由于考虑了组分材料间热力学性能的不匹配,使用细观强度准则与宏观强度准则预测的结果相比具有一定差异。通过对不同载荷情况下基体开裂预测结果的分析,提出了采用细观最大应力准则作为基体开裂判据,同时结合考虑组分材料热力学性能差异影响的宏细观一体化分析方法,可以有效地对低温推进剂复合材料贮箱结构的基体开裂进行预测。     

典型低温推进剂的热力学性能参数评估

近年来,低温推进剂在火箭推进领域得到了广泛应用,针对液氧、液氢以及液甲烷等低温推进剂的研究也得到了深入开展。然而,有关低温推进剂热力学性能的研究虽有开展,但各种推进剂性能的特点和差异缺乏研究,对低温推进剂的热力学性能缺乏综合性分析研究和系统认识。统计了1960年以来火箭推进剂的使用以及按照火箭级应用分布情况,对低温推进剂在火箭推进领域的应用与发展进行系统性综述。从低温推进剂的基础热物理性质出发,面向航天推进应用,对不同低温推进剂的动力特性、传输特性、贮存特性以及致密化特性4个方面进行综合评估。结果表明：液氢推力特性最好,氢氧发动机理论比冲可达457 s。相同管路和工况条件下,液氢流动阻力最小,液氧流动温升最小,液甲烷流动阻力和温升特性表现居中。以管长为10 m、管内径为0.1 m的加注管路为例,液氢流动压降小于5 kPa,液氧流动温升小于0.5 K。在地面停放过程中液氧和液甲烷温升小,贮箱增压慢,同时液甲烷热分层现象较弱。对于高5 m、直径3 m的圆柱形贮箱来说,当外界热流密度为50 W/m²时,液氢温升可达4.83 K,液氧仅为1.93 K;液氧贮存周期可达36...     

新一代运载火箭共底贮箱隔热性能试验及环境预示

对新研制的新一代运载火箭液氧/煤油共底贮箱进行隔热性能试验研究。结果表明,在常温外界条件下,设计的共底结构形式能有效降低燃料和氧化剂的相互影响,满足运载火箭发射的需求。根据常温试验结果,对共底结构数值分析模型进行了修正,修正后的数值分析结果与试验结果吻合较好,误差小于10%。用修正的数值分析模型对共底贮箱在低温外界环境(-20℃)条件下煤油温度变化进行预示分析,结果发现煤油最低温度维持在-30℃以上。该预示分析结果可作为确定共底贮箱结构形式的重要判据,并为共底贮箱低温环境验证试验提供参考。     

可重复使用运载器复合材料低温贮箱应用研究

轻质高强度低温贮箱是发展可重复使用运载器（RLV）的关键技术之一。本文论证了聚合物复合材料作为低温贮箱材料的必要性和可行性,介绍了复合材料低温贮箱的研制现状,对聚合物基体和纤维选择、设计技术、复合材料的成型及其性能测试等进行了探讨,指出了复合材料低温贮箱的发展趋势,并就我国复合材料低温贮箱的发展给出了建议。     

低温表面张力贮箱研究

对用于低温液氧推进剂的表面张力贮箱进行了理论上的初步分析，认为其在理论上是可以实现的。从低温表面张力贮箱的材料选择、低温推进剂引起的热应力及隔热层结构形式等方面进行了初步探讨。重点介绍了低温表面张力贮箱隔热层的结构形式及选用的隔热材料。分析了低温表面张力贮箱面临的特殊问题。     

碳纤维外缠绕的轻质纤维/金属压力容器

最近研制的轻质纤维/金属复合材料压力容器用的高强度碳纤维已通过了试验鉴定。对碳纤维性能、小试验气瓶性能、圆筒体性能、球体性能和低温贮箱性能等也进行了测量。试验结果与金属压力容器及其它纤维/金属压力容器结构进行了比较。碳纤维/金属圆筒压力容器和球形压力容器与以前性能最好的凯夫拉49/金属复合材料结构相比,其实际性能提高23％以上。     

C/SiC复合材料推力室应用研究

C/SiC复合材料密度低、耐高温、抗氧化、抗烧蚀,并且具有非常好的高温力学性能,是制备高性能液体火箭发动机推力室的理想材料.本文从C/SiC复合材料燃烧室结构计算、无损探伤及C/SiC与金属连接等方面,论述了上海空间研究所在C/SiC复合材料应用于液体火箭发动机推力室方面的基础研究及应用进展.     

大尺寸CFRP固体火箭发动机壳体湿法缠绕用树脂配方研制

针对大尺寸炭纤维增强复合材料（CFRP）固体火箭发动机壳体的制备要求,研制了一种具 有良好粘度－温度及粘度－时间特性的炭纤维复合材料湿法缠绕成型树脂配方A。采用差示 扫描量热法（DSC）、傅立叶红外光谱（FT-IR）等分析技术对树脂基体的固化反应进行了系 统地研究,并测试了配方的粘度、力学性能及容器爆破强度。结果表明,该树脂配方A的反应 表观活化能为41.71 kJ／moL,室温下粘度低（≤0.5390 Pa·s）,适用期较长 （＞48 h ） ,不仅完全满足大尺寸CFRP固体火箭发动机壳体的湿法缠绕成型工艺要求,而且其树脂基体 及其炭纤维复合材料表现出优良的力学性能。炭纤维复合材料界面粘接良好,缠绕的
Φ150 mm容器的PV／W均大于48 km,纤维强度转化率达到89.0％以上。
     

复合材料压力容器在航天领域的应用研究

综述了复合材料压力容器在航天领域的最新应用进展,列举了国外空间系统应用的几个典型实例,从金属内衬、纤维材料及树脂基体方面给出了比较重要的技术信息.论述了低温复合材料压力容器的研发与应用趋势,金属内衬和缠绕纤维在低温环境下的性能表现优异及低温环境下树脂基体的选择.探讨了复合材料压力容器无损检测方法的研究现状及展望.未来复合材料压力容器无损检测技术将向着高效实时、精确定位、定量分析及由局部缺陷检测向整体缺陷检测的方向发展.     

介质载荷对输送管路振动响应的影响

航天器推进剂的输送管路在飞行过程中承受了低温、内压及振动等复合载荷的作用,因此对管路的结构疲劳及振动特性的分析研究是航天器研制阶段的重点之一。为了研究多种介质载荷综合施加的影响,文章分析了无介质载荷、内压载荷、低温-内压-附加质量综合介质载荷等3种条件下输送管路结构的振动响应特性,获得了3种介质载荷对薄壁轻质管路的影响规律,便于指导开展以后的航天器输送管路地面验证试验。     

低成本炭/炭复合材料的研究进展——化学液相沉积工艺

简述了制备炭/炭复合材料的新工艺——化学液相沉积(CLD)的沉积原理。利用工业燃油作为裂解炭前驱体,炭纤维毡作为增强体,通过工艺参数控制得到低成本炭/炭复合材料。CLD工艺所得材料沉积密度1.6 g/cm3,轴向压缩强度92 MPa,等离子烧蚀率0.06 mm/s,与CVD工艺所得材料相近。与常规CVD工艺相比,CLD工艺制备的C/C复合材料在制备时间上缩短了4/5,致密速率快5倍多。所得基体裂解炭为粗糙层与光滑层结构(大部分为粗糙层结构)。基体炭与炭纤维接合界面适中,且呈洋葱状分布,从而材料具有一定韧性。     

复合材料在长焦距空间光学遥感器上的应用

对碳纤维增强聚合材料(CFRP)和碳化硅颗粒增强铝基(SiCp/Al)复合材料在空间光学遥感器的应用进行了介绍,并以某长焦距空间光学遥感器的主支撑结构为例,对应用不同材料时遥感器的质量、固有频率、热位移等进行了研究。研究结果表明:应用复合材料能够使主支撑结构质量降为278kg,从而降低发射成本;结构具有较大的刚度,固有频率为156.09Hz,满足设计指标;可以更加有效控制结构热变形引起的光学元件刚体位移,提高成像品质。文章对复合材料更好地应用于长焦距空间光学遥感器,具有一定的参考价值。     

过程集成与设计优化技术在碳纤维增强树脂材料设计中的应用

研究过程集成与设计优化(PIDO)技术在复合材料设计中的应用。以航空器领域上广泛应用的碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)为例,开展结构刚度优化设计。根据复合材料中层压板分布特性,以结构固有频率最大为优化目标,通过选择层压板各单层厚度和铺设角度,使用有限元方法模拟铺设角度变化并输出结果,采用优化算法对结果进行判定,得到结构刚度的优化结果。对比两种不同的PIDO优化过程,提出一种结果更优的优化策略——该策略在提高结构刚度的同时,兼顾轻量化,可为优化设计提供更多思路。     

新一代运载火箭增压技术研究

随着新一代运载火箭研制的开展,新型120t级高压补燃液氧煤油发动机将得到广泛的使用,该发动机采用的推进剂贮箱增压系统设计被列为新一代运载火箭研制的重大关键技术之一。在对国内外主要液体运载火箭增压方案进行分析的基础上对120t级液氧煤油发动机的贮箱增压系统进行了研究,提出了液氧贮箱采用压力传感器与电磁阀组合的常温氦气加温增压,煤油贮箱采用压力传感器与电磁阀组合的常温氦气增压方案,并针对液氧贮箱采用常温氦气加温增压的方案开展了理论分析和全尺寸系统级试验研究。理论分析和试验结果表明,该增压方案可行。