动力系统大气垫容积启动充填仿真及试验研究

应用AMESim系统建模和仿真软件并考虑减压阀出口不同节流孔板孔径节流能力,建立了贮箱加注仅为满载加注量40％条件下的系统启动充填过程仿真模型。计算了电爆阀打开后贮箱出口压力变化曲线,获得系统初始充填时间。依据仿真结果结合系统实际情况完成系统冷试验证试验,试验结果与仿真计算数据基本一致。     

某推进系统气路启动特性研究

为研究某推进系统气路启动特性,找到造成影响减压阀建压稳定性的原因,获得稳定的减压阀出口压力建压过程,依据系统仿真方法及相关试验,对该推进系统气路启动特性进行了研究。结果表明,减压阀阀后压力稳定性与阀后的管径及阀内的N_M~L存在关系。     

试验台冷却水系统水击压力仿真研究

液体火箭发动机试验台冷却水供应管路具有长度长、管径大的特点.发动机试验过程中,由于阀门动作过快所产生的水击压力会对试验台冷却水供应系统的安全可靠运行产生严重影响.针对该问题,借助系统流动特性瞬态仿真软件,建立了某试验台冷却水供应系统水击压力仿真平台.通过特征线法对系统内水击压力的变化情况进行了仿真计算,并将仿真结果与放水试验时的实测值进行了对比分析,验证了所建立模型的计算准确性并分析了误差产生的主要原因.在此基础上,分析了关阀策略及管路配置对系统内水击压力的影响,提出了优化阀门动作顺序及开启手动旁通阀2种降低试验台冷却水系统水击压力的方法.仿真结果显示,通过采用以上2种方法能够有效降低水击压力峰值,同时增大其衰减速率.     

航天器回收用静压高度控制器的研制

静压高度控制器是载人飞船启动回收着陆系统的关键部件,也是返回式卫星和其它航天器回收系统启动信号的一种方式,其经受恶劣环境,性能、要求高。静压高度控制器又分为膜盒式和硅压力式,文章主要论述了硅压力静压高度控制器在回收系统中的作用,主要介绍了它的工作原理和组成,研制中解决的电路、结构及可靠性方面的问题,并给出了试验结果和研制结论。     

概率风险评价技术及应用（续）

3 PRA应用示例分析 3.1定义目标与系统分析 以航天器的推进系统为例。在航天器内有两个独立的冗余推进器系统。图3是其中一套推进器系统的推进剂输送模块，包括：肼储箱、引向推进器的两条推进管线、每条管线上设有的常开隔离阀和压力传感器，以及基于压力传感器所测压力来控制隔离阀的控制器。     

双组元液体挤压推进系统启动过程时序分析

以四氧化二氮/偏二甲肼(N2O4/UDMH)双组元挤压式推进系统为研究对象,对该系统的启动过程动态特性进行了分析和研究,运用单元法建立了整个推进系统启动过程动态数学模型,采用MATLAB软件中的SIMULINK工具仿真了推进系统启动过程,并得到发动机各阀门打开时序变化对系统启动特性影响的规律。     

卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压过程和水击过程

本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。     

推进剂管路内负压形成机理研究

嫦娥三号着陆器推进系统正样产品在测试过程中,轨控推进剂管路出现了一段时间的负压现象,为查找负压出现的原因,推进系统采用故障树分析方法对推进剂管路内负压形成机理进行了研究,并基于故障树分析结论,进行了单机级、系统级的多项专项验证试验,通过试验研究最终确认了推进剂管路内负压形成机理,该现象是由于嫦娥三号着陆器推进系统检漏时采用纯氦气工质,检漏结束后常压氦气长期存储在推进剂管路内,由于管路内纯氦气浓度远高于外界空气,存在氦气分子通过断流阀微通道缓慢扩散出去现象,随着扩散量的不断下降积累,导致推进剂管路内压力逐步减小,产生了负压。该现象与分子扩散理论的机理和规律相符,为系统正常固有现象,对飞行试验无影响。     

某减压阀高压冲击超调问题仿真分析与试验研究

针对某正向卸荷式气体减压阀高压冲击时出口压力超调和振荡现象,通过AMEsim仿真软件建立减压阀以及增压系统的仿真模型,对比分析了阀芯开度、限流圈、管系对出口压力的影响,确定了以减小阀芯开度和增加阀前限流圈的综合技术措施减小出口压力超调和振荡。通过单机高压冲击试验和整机试车考核,改进后的减压阀出口压力建压平稳、无超调现象、无明显振荡,解决了工程研制问题。本文研究结果表明,减小减压阀阀芯开度、在阀前增加限流圈的技术措施,对于提升减压阀抗高压冲击能力具有一定的通用性,对其它超高压气体减压阀设计具有指导意义。     

贮箱充填过程仿真和分析

应用AMESim系统建模和仿真软件并考虑管路摩擦和组件的热量传递因素,建立了贮箱充填过程仿真模型。计算了电爆阀打开后减压阀出口压力以及气瓶和贮箱压力变化曲线。仿真计算数据和试验结果基本一致。     

姿轨控发动机试验多阀光学同步测试方法

针对姿轨控发动机试验多个燃气阀启闭响应特性同步测试问题,通过测量激光经燃气阀喷管出口羽流后的透射光强,分析透射光强特征阶跃点来获得燃气阀启闭响应特性。基于该方法研制了六通道光学测量系统,对姿轨控发动机冷态试验多阀开展同步测量,同时获得了冷态试验5～50 Hz控制频率下6个燃气阀羽流光学响应信号。结果表明:5、10、20Hz控制频率下透射光强周期性变化明显,通过对信号进行带通滤波分析,同步获得了多个燃气阀的启闭响应时间,测量结果标准误差小于0.30 ms,同时验证了燃气阀启闭控制效果;但在50 Hz控制频率下,由于燃气阀电磁铁作动较快,燃气阀未完全闭合,因此无法获得燃气阀启闭阶跃变化特征点。该方法为姿轨控发动机试验提供了有效准确的快速非接触式测量方法。     

基于MEMS技术的微型阀研究

根据微机电系统(MEMS)技术和微型阀技术的研究现状与发展趋势,在微型阀致动机理分析和性能对比的基础上,通过对微型阀结构的理论计算和数值模拟,论证了静电致动和压电致动两种微型阀方案,确定了微推进系统用微型阀的主要技术参数和性能指标;通过结构设计和MEMS工艺攻关,完成了基于MEMS技术的压电致动微型阀原理样件制造,并进行了初步的原理试验验证和性能检测。结果表明,基于MEMS技术的压电致动微型阀原理可行,方案合理;通过进一步的结构优化,解决多层键合和系统封装工艺,可以获得高性能的微型阀,为小型、轻质和集成化微推进系统研制奠定基础。     

水击压力校准系统快关阀的研发与应用

为实现水击压力传感器现场动态校准,模拟液体水击压力产生的状态,研制了一套用于水击压力传感器现场校准的快关阀,并对阀关键部件脆性片材料进行重点选择和验证试验。测试结果证明:快关阀关闭时间满足设计要求,实用效果良好,可用于瞬态水击压力现场动态校准。     

MPT在探月中的应用方案初探

借鉴“东方红3号”卫星的推进系统组成和“SMART-1”探月器的飞行轨道,提出了2种微波等离子体推力器(MPT)应用于月球探测器的推进系统方案(即复合推进方案和统一推进方案),分析计算了MPT用于姿态控制时对推进剂耗量的影响及用于主推进变轨时推进剂耗量和飞行时间的变化,并讨论了MPT的电源系统带来的附加质量。结果表明,在付出一定飞行时间代价的条件下,MPT的引入将大大增加有效载荷质量。     

试验系统夹气对离心泵性能测量的影响分析

针对试验系统夹气所产生的破坏,需要研究试验系统夹气对离心泵性能测量的影响,分别从扬程、效率、功率及汽蚀余量公式对离心泵性能的影响因素进行研究,根据理论公式和试验系统夹气带来的密度、流量等变化分析了夹气对离心泵测量性能的影响。在试验系统夹气情况下对流量计位于泵和调节阀之间与泵出口调节阀之后的影响进行了分析。试验结果表明,试验系统夹气会造成测量的离心泵扬程(用压力表示的扬程)和效率提高、功率降低、汽蚀余量增大;流量计位于离心泵和调节阀之间,试验系统夹气时,测量的扬程(用压力表示的扬程)、效率和功率都接近未夹气时的结果;流量计位于调节阀之后,试验系统夹气时测量的离心泵扬程(用压力表示的扬程)和效率都高于未夹气时的结果,功率降低。由于流量计位置对测量的影响,在设计试验系统时尽可能把流量计设置在离心泵与调节阀之间。     

航天飞机轨道飞行器RCS主推力室直动阀的设计改进

航天飞机轨道飞行器 RCS 主推力室采用先导式阀(POVs)来控制推进剂的流量。由于先导式阀有些固有的缺陷,因此新研制了直动式阀(DAVs)(参考文献1和2)。根据在所规定的使用条件下无泄漏的密封性、防金属硝酸盐的污染、不受供应管路压力波动的影响、具有足够的结构强度和循环寿命、以及与先导式阀互换性的初步要求提出了各项设计改进。考虑上述各项改进、设计、制造和试验了验证组件。验证组件的试验内容包括振动、响应特性和循环寿命,同时对阀门中装配的关键组件波纹管也进行了寿命试验。本文介绍了设计改进的细节,同时提供了相应的试验数据。     

双线圈高速开关阀的水击特性验证

高速开关阀是航天领域动力系统的关键元件,需要具备高频响和高可靠性。然而,高速开关阀的开关特性会使系统产生水击现象,降低系统的可靠性,尤其是在高速开关阀高频切换过程中会产生更多的水击压力波,致使系统中的水击变得更加复杂。因此,采用仿真和实验相结合的方法对不同频率下水击压力脉动的变化进行分析,最终通过对数据时域和频域的分析,发现了高速开关阀的水击压力脉动规律,研究结果可在航天动力系统中应用。     

阿里安5单组元姿控发动机系统

阿里安5的姿控发动机采用单组元无水肼落压式推进系统,其结构简单,设计可靠性高。该系统的所有组件几乎都是重新研制的。这些组件包括囊式钛合金贮箱、两个400N 推力室模块、隔离阀、流量控制阀、歧管集合器、导管和隔热罩等。本文比较详细地介绍了阿里安5单组元姿控发动机系统、各组合件的结构、和发动机研制过程中所进行的大量试验。     

CPL蒸发器多孔芯内传热传质的非稳态数值模拟

基于多孔芯内局部热力学平衡的假设，考虑了Brinkman和Forchheimer对Darcy定律的修正模型，针对简化的物理模型中所包含的气液相区域，建立了二维分层饱和多孔介质模型，以甲醇为工质对CPL，蒸发器毛细多孔芯内的传热传质过程进行非稳态数值模拟。在不同的热负荷条件下预测气液分层界面的形状和位置、系统由初态达到稳态过程的持续时间，讨论压力和温度的分布。由两层饱和模型所得到的计算结果可知．CPL系统在启动时，为避免高热流时液体脱离多孔区而发生干涸，宜采用小负荷启动；采用预热器，改善蒸气的出口条件；增加蒸发器入口处的工质的过冷度，有利于增加CPL系统启动过程和变工况时的稳定性。文中分析结论为CPL系统的优化设计提供参考。     

热变形纳米晶永磁环自锁阀锁闭特性研究

为了减轻宇航推进系统用自锁阀的重量,采用理论、数值仿真和试验相结合的方法对永磁环材料进行了研究。研究结果表明,和传统材料相比,新型永磁材料在性能上更优,装上新型永磁材料的自锁阀的锁闭特性有很大程度的优化,而且自锁阀的体积更小、重量更轻。