一种并联金属膜片贮箱均衡排放控制措施研究

航天器飞行过程中,并联贮箱内同种推进剂排放不均衡会引起航天器的质心变化。为控制并联金属膜片贮箱的排放不均衡量,对并联金属膜片贮箱均衡排放控制措施进行了理论分析和试验研究,得出了一种能够有效控制并联金属膜片贮箱均衡排放的措施,采用该措施对某典型金属膜片贮箱不均衡量进行了理论计算。为验证并联金属膜片贮箱的均衡排放性能,根据金属膜片的选配原则选取金属膜片进行地面试验验证,并将理论计算结果与试验结果进行比对,结果表明,并联金属膜片贮箱不均衡量计算及控制措施正确、有效。     

用于并联金属膜片贮箱均衡排放的一种控制方法

为控制并联金属膜片贮箱的均衡排放性能,对并联金属膜片贮箱均衡排放的控制措施进行了理论分析和试验研究,得出了一种能够有效控制并联金属膜片贮箱均衡排放的方法。本方法对使用并联金属膜片贮箱的推进系统具有借鉴意义。     

双组元统一推进系统优化改进技术进展

不断提高推进剂在轨管理效率,是应用卫星对推进系统的基本要求,也是推进系统的重要发展方向。推进剂剩余量在轨高精度测量和并联贮箱均衡排放主动控制,是提高推进剂在轨管理效率的重要技术手段。针对我国SAST-5000卫星平台双组元统一推进系统,开展了气体注入压力激励方法的关键技术攻关,并取得重要进展。研究结果表明：改良型气体注入压力激励法的推进剂剩余量在轨测量精度达到-0.68%-0.66%,并联贮箱均衡排放控制措施将被动调节的不均衡度控制在优于1.13%,主动纠偏措施还可进一步提高并联贮箱排放推进剂的同步性。     

推进系统并联贮箱均衡排放性能及其控制措施

推进系统在工作过程中,贮箱排放的不均衡性将引起飞行器质心偏移,产生干扰力矩。对空间推进系统并联工作的金属膜片贮箱均衡排放的影响因素进行了分析,结合均衡排放的控制措施对某型号推进系统工作过程中的排放不均衡量进行了预计,并与飞行试验结果进行了比对。飞行试验结果表明控制措施可行、有效。     

第二代表面张力贮箱的研究与应用进展

为了对国外新型卫星推进剂贮箱的研究动态进行跟踪，对第二代表面张力贮箱的研究与应用进展做了阐述。首先对比了不同类型推进剂贮箱的特点，在此基础上，从试验研究、数值模拟和实际应用三个角度对第：二代表面张力贮箱——以板式结构为主的表面张力贮箱的发展做了综述。研究表明，国际上已经对第二代表面张力贮箱的性能做了大量的数值模拟和搭载试验，如今第二代表面张力贮箱已经成为当今国际大型卫星推进剂贮箱的主流。这为新型卫星推进剂贮箱的研究指明方向并提供有价值的参考。     

新一代运载火箭闭式增压控制技术研究

提出一种闭式增压控制方案,三模冗余增压控制装置录取推进剂贮箱冗余设置的数字压力传感器信号,基于闭式增压控制方程,采用3取2表决输出控制指令对多路电磁阀实施开闭控制,使贮箱压力控制在理想范围;然后介绍了闭式程序增压和备保固定时序增压的控制算法。工程应用和试验结果表明,闭式增压控制技术方案可行,增压控制方法合理。本文方案产品通用性好,增压控制可靠性高,系统适应性强,具有良好的推广应用价值。     

金属膜片贮箱推进剂消耗不平衡分析

分析了某型号推进系统金属膜片贮箱推进剂消耗不平衡问题,建立了不平衡消耗的计算模型,对地面排放试验和飞行时系统推进剂消耗不平衡量进行了计算。并通过地面试验对计算数据进行了比较。结果表明,根据系统的静态计算模型,给定影响因素偏差来确定推进剂消耗不平衡的计算方法正确、有效。     

运输环境中火箭贮箱强度可靠性仿真

应用蒙特卡罗模拟方法计算运输环境中火箭贮箱强度可靠性，建立了火箭贮箱强度累积损伤模型，采用直接模拟法随机模拟应力和火箭贮箱初始强度来获取火箭贮箱的可靠度，并结合实例进行了仿真验证。该算法为分析随机载荷下火箭可靠性提供了依据。     

表面张力贮箱的微重力实验验证--静平衡与重定位

新研制的表面张力贮箱保证在微重力或无重力环境下、在任何时候都能向系统提供不含气的推进剂，因而需要确定液体的空间分布以及在给定微重力加速度下的重定位过程，以便为贮箱的设计提供依据。为此，按照相似理论用缩比模型进行了一系列微重力落塔实验，然后根据测定的重定位时间计算出原型表面张力贮箱的重定位时间。     

长征七号首个贮箱下架 创造三项“第一”

日前，长征七号火箭首个贮箱在中国航天科技集团公司一院211厂顺利完成下架。 长征七号是新一代中型运载火箭。此次下架的助推氧化剂箱是首个采用新材料、新结构、新工艺的2．25米直径贮箱。整箱长度由目前的4．5米增加到近13米，薄区厚度仅1．7毫米，制造难度非常大。该贮箱创造了三项“第一”，即它是长征七号运载火箭初样阶段生产的第一个大部段产品，是中国航天火箭领域第一个完全实现三维数字化制造的贮箱，也是我国2．25米助推贮箱中长度最长的贮箱。     

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。     

卫星变轨发动机羽流污染的研究

针对卫星变轨发动机工作时高空羽流污染问题 ,从分子运动论出发 ,采用直接模拟MonteCarlo(DSMC)方法对轴对称羽流场进行模拟 ,发动机喷管出口参数采用内流计算的给定值。首先对计算方法进行了验证 ,然后通过计算给出羽流场压力、密度等参数 ,给出计算位于回流区内的卫星表面敏感部件的羽流污染量的方法 ,并进行了计算。     

燃气舵的舵间气动干扰分析

固体发动机地面试验燃气舵测力试验数据与习惯上的单独舵风洞测力试验存在着差异，多舵风洞测力试验表明：当喷流出口静压小于环境压力（ｐ＜１。０）燃气舵的气动性能重现了地面试验的结果，（ｐ＞１．０）；与单独舵的风洞试验结果相接近。分析得出ｐ＜１．０时燃气舵气动性能变差的原因是多舵使超音速喷流受堵，气流分离之故。     

辨识液体晃动力学参数的频域法

研制成一种平动式晃动试验装置,并导出其当量力学模型。已经证明,若用盛液贮箱的驱动力和位移分别作为系统的输入量和输出量,该装置则为完全能控、完全能观和能辨识系统。采集足够的频响函数数据,并用误差校正法和广义最小二乘法估计传递函数的全部系数。又用DFP变尺度法由传递函数系数导出了晃动液体当量力学模型的第一和第二阶模态的力学参数。     

合成射流激励器增强同向燃气-氧气掺混数值模拟及机理研究

建立了将合成射流激励器腔体、出口喉道及外部受控流场作为单连域计算处理的全流场计算模型(X L模型)。基于此计算模型,对合成射流激励器增强同向燃气 氧气掺混的流场进行了数值仿真和机理研究。研究表明,应用合成射流激励器可以显著增强同向燃气/氧气的掺混,其主要控制机理是合成射流激励器对同向燃气/氧气流起到流动方向控制作用,使两侧两股氧气平行射流向内发生偏转,从而大大缩短了每股射流的核心区长度;同时,激励器工作改变和加强了射流出口附近的涡结构,通过涡结构的强对流作用极大地增强了燃气/氧气平行射流在出口附近的混合。     

隔离段对二维混压式进气道出口参数的影响

利用Fluent仿真软件,对二维混压式高超音速前体/进气道在设计状态和非设计状态下的性能和流场进行了计算。分析表明,进气道在设计状态下的性能得到了明显的提高。同时,有无隔离段以及隔离段长度对进气道出口参数的影响,文中进行了初步的分析,结果表明:有无隔离段以及隔离段长度对进气道出口总温没有太大的影响;隔离段较短时,进气道出口总压比无隔离段小,但当隔离段长度增大到一定值后,进气道出口总压比无隔离段大;隔离段较短时,进气道出口马赫数比无隔离段大,但当隔离段长度增大到一定值后,进气道出口马赫数比无隔离段小。     

火箭垂直回收中发动机布局与喷流壁面效应影响研究

针对重复使用火箭垂直着陆过程的喷流流场问题开展研究,利用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics, CFD)方法研究了壁面效应和发动机布局对超声速喷流的影响。研究表明,着陆距离（L）在2.24D~11.2D（D为喷管出口的直径）的范围内,地面效应对喷管出口中心处的温度分布影响较小;在当前计算条件下,当L<2.24D时,超声速喷流撞击地面会形成强烈的激波,随着离地高度的降低,该激波位置往喉部方向移动,由于壁面效应,喷管内部形成斜激波,导致中心喷管壁面处的温度升高;中心喷管相对外侧喷管往外突出增大了壁面流动速度,导致外侧喷管出口的温度降低;研究还表明子级火箭底部端面的喷管数量增加后,会导致喷管的温度升高。研究结果将为火箭发射及回收方案选取提供参考。