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为了更好地认识液体火箭贮箱增压消能器的工作过程,为消能器的结构方案设计提供支撑,针对典型的锥型和直筒型消能器的结构形式建立仿真模型,使用稳态方法仿真得到气体在消能器内的流场分布情况和消能器内部结构对压力损失和减速效果的影响。根据仿真结果给出消能器结构方案并进行试验,通过试验结果验证了仿真结果的准确性。结果表明:锥型和直筒型消能器的第一层节流结构是造成压力损失的主要部件;对于直筒型消能器,数值仿真的压降大小与试验结果的相对误差为6.3%;入口高速气流直接流经第一层节流结构比先经过扩容再流过第一层节流结构造成的压力损失更大;直筒型消能器的出口面积利用率随着均流筛网距离的增加有着先增加后减小的特点;样条曲线样式的导流锥能提高消能器的出口面积利用率。对贮箱增压消能器内部流场的数值仿真可以为消能器结构设计提供重要依据。 相似文献
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不少在轨卫星都使用半管理液体燃料贮箱,贮箱内的液体收集器上安装有表面筛网,可阻止贮箱内气体在发动机工作时通过收集器进入到液体燃料管路中.文章假设卫星液体燃料贮箱的底部收集器出现故障,无法阻止气体进入发动机管路.为确保卫星正常在轨运行,利用计算流体动力学数值仿真方法,对液体燃料贮箱在卫星姿态控制发动机工作时的运动规律进行... 相似文献
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火箭发动机地面试验中,低温推进剂贮箱增压过程的传热、传质以及湍流流动过程十分复杂。贮箱增压系统具有非线性、时间滞后、参数变化不确定等特点,对增压系统难以建立精确的数学模型。因此,以低温推进剂贮箱内压力稳定为目的,提出了采用多路、不同直径管道增压的模糊控制方案;应用模糊控制算法中的最大隶属度法进行解模糊化,制定增压管路的模糊控制表,建立了以压力为控制变量的模糊控制器。分别对预增压过程和保持增压过程的两种工况进行了仿真。仿真结果表明:模糊控制算法能有效提高推进剂贮箱中压力调节的控制精度和响应速度,使得离开贮箱的推进剂压力稳定地满足发动机泵入口的压力和净吸程要求。 相似文献
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对基于压力信号器控制的贮箱地面增压技术及其在发射场的实际应用情况进行了介绍分析。常温贮箱射前地面增压时间较为宽裕,一般采用单气路单压力信号器控制增压;低温贮箱射前地面增压时间较短,要求较快的增压速率,一般采用双气路双压力信号器控制增压。贮箱射前地面增压存在压力后效,影响压力后效大小的主要因素包括:增压充气流量qm、增压电磁阀动作响应时间Δt、增压电磁阀后供气管路气体容积Vg。发射场实际应用过程中,通过调整供气管路上节流孔板大小控制增压充气流量,使贮箱增压压力后效满足要求。针对压力信号器失效故障模式,通过设置紧急放气电磁阀和冗余设计,实现紧急放气和冗余备保增压,可以确保贮箱射前增压工作正常。 相似文献
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基于MESSENGER飞船的需要,开展了一种新型超轻贮箱的设计、制造和试验工作,整个过程分方案论证、分析与设计以及制造与试验三个阶段.第一阶段考虑了50多种贮箱结构,反复分析后确定了一种最有效的方案;第二阶段致力于防漩器、防晃板和贮箱壳体的设计与分析,包括用缩尺模拟试验确定防晃板的数目、尺寸与安装位置、防漩器和防晃板的载荷分析与结构分析以及壳体应力与断裂力学分析;第三阶段制造了一个鉴定试验用贮箱(以下简称试验贮箱)和四个飞行贮箱(三个飞行、一个备用).贮箱壳体、防漩器和防晃板分别采用固溶处理和时效(STA)的6AL-4V钛合金材料、6AL-4V钛合金板和退火6AL-4V钛合金环.壳体由四条周向焊缝连接,其中两条焊缝具有STA特性,另外两条经过退火处理.五个贮箱采用相同的工序和工艺.试验贮箱必须经过正弦和随机振动试验的品质检验,该检验项目还包括具有破坏性的爆破压力试验.所有飞行贮箱在清理和交货之前要经过模拟飞行试验.飞行贮箱包括附属组件在内不得超过9kg.超轻贮箱对于MESSENGER飞船计划的成功将起到至关重要的作用. 相似文献
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新一代运载火箭增压技术研究 总被引:6,自引:0,他引:6
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。 相似文献
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This paper presents a set of gaskinetic solutions to the problem of unsteady collisionless round plume development: startup and development to a steady flow; steady flow; and shutting down from a steady flow. This can find applications in studying similar transient plume flows from space propulsion devices. Different from many past studies, here we consider the general situation that the average exit gas speed can be larger than zero, and detailed geometry of the nozzle exit radius is included. A fundamental space–velocity–time relation is adopted in this study and it plays a crucial role to obtain the complete flowfield properties of density, velocity, pressure and temperature. This study reveals that there are some internal complementary relations on density and momentum among these three processes. The results involve complex integrations involving factors of time, geometry, and specific speed ratio. Several numerical simulations with the direct simulation Monte Carlo method validate these analytical exact results. 相似文献
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为了更好地改善同心筒导弹垂直发射装置工作时导弹所面临的热环境,分析了影响筒口处燃气温度的因素和出口燃气温度降低过程中的气体动力学原理,并首次从能量守恒的角度分析了以前科研人员在降低出口燃气温度方面所做的研究工作,解释了各种降温方案的原理。还提出了一种变截面同心筒的设计方案,即将同心筒内外筒的间隙设计成收缩-扩张形状(类似于拉瓦尔喷管),利用此变截面同心筒对气流的加速作用来提高燃气的出流速度,以达到降低高温燃气温度的目的。文中用FLUENT对设计结构进行了二维数值模拟,验证了可行性,显示出此方案可在一定程度上改善导弹工作时的热环境。 相似文献
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针对某液体火箭发动机在试车起动时出现的燃气发生器头部温度过高现象,建立了发动机起动时发生器及燃气系统内部流动的三维模型,通过Fluent流场计算对起动燃气路内流场进行了模拟和分析。从启动器起动0.65s定常流场计算结果与0~0.65s的瞬变流场计算结果中可以看出,火药启动器燃烧后的起动燃气沿倾斜的燃气入口进入燃气路,经内壁反射后冲入燃气发生器,燃气进入发生器头腔,造成了发生器头部温度过高。调节氧头腔氦吹除流量,进行起动的0.65s定常数值模拟。模拟结果表明,适当增大吹除流量是控制起动时发生器头部温度的一个行之有效的手段。再将燃气多通的燃气入口倾角改进为80°倾角和90°倾角,分别建立模型并进行了起动的0.65s定常数值模拟。模拟结果与原模型进行比较时发现,燃气入口倾角增大可以在一定程度上改变起动燃气路径,减少燃气返腔造成的头腔温度峰值过高的影响。 相似文献
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固体火箭发动机喷管分离流动流固耦合数值仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
针对固体火箭发动机大膨胀比喷管出现的分离流动,采用数值仿真方法进行分析,并与试验进行对比。通过集成软件平台MpCCI,连接计算流体动力学软件FLUENT和有限元软件ABAQUS,对燃气流动与喷管结构运动变形进行了耦合计算。耦合计算结果发现,此大膨胀比喷管发生气流分离,且分离处斜激波后的气流温度与压力变化较大,采用流固耦合数值方法能体现喷管的结构变形,从而更准确地反映喷管与燃气流相互影响的真实环境。耦合计算结果与试验进行对比得出,耦合计算得到的分离位置能很好地拟合实验测得的气流分离位置,说明了流固耦合数值方法的有效性,为更深入研究大膨胀比喷管分离流动现象提供了支撑。 相似文献
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采用RNG k-ε湍流模型对RQL(rich—burn/quick—quench/lean—burn)燃烧室内气流的掺混过程进行了数值模拟,运用等效思想,通过对混合流场内部温度、近壁区温度以及出口温度的分析,讨论不同掺混角度和掺混射流速度对RQL燃烧室混合特性的影响,进而了解RQL燃烧室工作时热流流场的结构状况。研究结果表明,不同的掺混气流入射角度和速度,对RQL燃烧室内气流掺混的高温区位置、壁面温度以及出口温度分布的影响明显。 相似文献
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水平着陆飞行器着陆架触地是一个短时间、高动态的复杂运动过程,着陆架系统中的轮胎和减震器压缩过程存在耦合因素,直接求解其微分方程具有一定的困难。采用一种基于力矩瞬时平衡条件的触地过程仿真分析方法,通过求解以减震器压缩量增量为自变量的一元非线性方程,得到既满足力矩瞬时平衡条件又满足几何耦合关系的减震器压缩量和轮胎压缩量。该方法不需要求解着陆架系统的运动方程,可在飞行器六自由度仿真模型基础上直接扩展,无需改变其仿真步长,可有效应用于水平着陆飞行器着陆架系统耦合压缩触地过程的仿真分析。 相似文献