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针对某大型低温贮箱,基于水平环形防晃板和竖直防晃板设计了一种布置于整个贮箱的固定结构防晃板,采用CFD软件Flow-3D数值模拟了一定简谐激励下,不同充注率时该防晃板的防晃效果.通过与液面水平环形防晃板对比发现:两种结构防晃效果相近,均可以显著抑制不同充注率下液体的质量中心波动范围.当充注率为50%时,两防晃结构甚至可以使波动范围减小64%;在晃动过程中,相比于液面水平环形防晃板,固定结构防晃板中单层水平环形防晃板的受力更小,但是贮箱受到的压力会有所增加;对比相同面积液面水平环形防晃板和竖直防晃板的防晃效果,液面水平环形防晃板优势更加明显;随着充注率的增大,液体在贮箱内晃动时液体的质量中心波动范围逐渐减小. 相似文献
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航天器贮箱出流过程液体晃动及防晃 总被引:1,自引:0,他引:1
《航空动力学报》2018,(12)
针对某航天器贮箱,利用VOF(流体体积)方法对贮箱出流过程中液体晃动及防晃效果进行研究,模拟一定简谐加速度激励下,贮箱出流对液体晃动的影响,并对贮箱增设水平环形防晃板,研究了出流过程中不同宽度、不同分布的防晃板的防晃效果。通过与实验结果对比,验证了VOF方法在计算液体晃动的可靠性。随着出流过程中贮箱充液率减小,液体重心波动幅度明显增加,晃动更为剧烈。当对贮箱增设防晃板时,防晃板能显著抑制出流过程中液体的重心波动。通过对比四种不同宽度的防晃板,得出当防晃板宽度与贮箱直径之比为0.1时,其防晃效果较优且受力最小;对比三种不同分布的防晃板,发现设置五层均布在圆柱段的防晃板时防晃效果最好。 相似文献
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低温推进剂贮箱压力变化的CFD仿真 总被引:1,自引:1,他引:0
为预示低温推进剂贮箱在地面停放阶段的压力变化并研究贮箱内物理过程的相互作用关系,建立了包含液体推进剂和混合气体两相的二维轴对称volume of fluid(VOF)计算流体力学(CFD)模型,并引入了基于热力学平衡假设的推进剂相变模型.对实验液氢贮箱进行仿真得到的压力上升速率与实验结果相差9.1%.通过对地面加压停放阶段下的液氢和液氧贮箱的仿真发现:造成液氢贮箱压力上升的主要因素是壁面漏热对气枕的加热作用,而液氢蒸发影响更小,液氧贮箱在加压停放阶段初期明显受到液氧相变的影响.两个贮箱中液面附近的对流运动在不同的气液传热过程作用下有不同的变化趋势,对流运动会影响推进剂的相变进而影响贮箱的压力变化. 相似文献
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在飞行器燃油供给方式的选择和飞行姿态控制调整中,必须充分考虑贮箱内燃油的晃动情况及其对贮箱冲击力的影响。然而液体晃动问题的高度非线性使得其研究极具挑战性。采用光滑质点流体动力学方法对圆柱形贮箱内液体的晃动进行建模仿真,将晃动液体的控制微分方程组离散到一系列流体粒子上,从而将不同物理量函数的连续积分转换成支持域内粒子的离散化求和形式,通过求解线性方程组得到数值解。在固壁边界上布置一组虚粒子,以对内部粒子产生排斥力来模拟固壁边界条件,同时采用狄利克雷边界条件方法模拟自由液面,实现对自由液面的追踪。将仿真的液面变化与试验结果作了对比,吻合较好。得到了贮箱壁面上不同监测点的压强变化以及贮箱与液体之间的相互作用力,并说明了结果的准确性。数值计算方法对液体晃动问题的研究提供一定参考价值。 相似文献
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低温液体火箭射前需要采用自然循环方式对火箭发动机进行充分预冷,循环预冷管路的回流口位置是影响液氧贮箱内部场分布的重要因素。本文采用CFD技术,通过对不同回流位置的液氧贮箱物理场的数值模拟,揭示了贮箱内部温度场及速度场的分布特性,分析了回流口位置对贮箱内部热分层的影响规律。研究表明,当回流口位于下封头以上2米位置时,贮箱内部液氧过冷度最大,过冷液体含量最多,回流位置最佳。此研究结果为运载火箭推进系统的设计提供了重要的理论支持。 相似文献
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回流口位置对液体火箭液氧贮箱热分层的影响 总被引:3,自引:2,他引:1
低温液体火箭射前需要采用自然循环方式对火箭发动机进行充分预冷,循环预冷管路的回流口位置是影响液氧贮箱内部场分布的重要因素.采用计算流体力学(CFD)技术,通过对不同回流位置的液氧贮箱物理场的数值模拟,揭示了贮箱内部温度场及速度场的分布特性,分析了回流口位置对贮箱内部热分层的影响规律.研究表明,当回流口位于下封头以上2 m位置时,贮箱内部液氧过冷度最大,过冷液体含量最多,回流位置最佳.此研究结果为运载火箭推进系统的设计提供了重要的理论支持. 相似文献
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微重力条件下贮箱中液体管理的主要问题是控制液体推进剂在箱中的位置,保证向发动机输送不含气泡的推进剂.对用于自旋稳定卫星的梨形贮箱,在透明的有机玻璃缩比模型中用去离子水作试验介质进行落塔试验.在弹星分离以后,卫星自旋以前通过落塔试验确定气液界面的形状,排出液体时夹气现象和发生夹气时剩余液体的体积,试验为贮箱设计提供可靠的依据.在长寿命的卫星上将采用一种大型表面张力贮箱,在微重力条件下将要进行相关的液体流动特性试验,如气液界面的平衡位置,挤出效率,液体流动的阻力损失,流体的晃动等,验证设计的合理性. 相似文献
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重复使用贮箱是重复使用运载器的关键部件,使用寿命长,受力复杂,构型独特,是重复使用运载器研制的难点,为找到一种科学合理的研制方法,本文对重复使用液氧贮箱的设计、制造与试验进行研究。在传统火箭贮箱研制的基础上,进行了创新研究,阐述了设计思想、设计理念和贮箱材料选择,发明了液氧贮箱的前支撑、消能器与箱内附件的连接结构;对箱底的成型工艺和箱体的焊接方法进行研究得出:整体旋压成型工艺优于传统的瓜瓣拼焊工艺,真空电子束焊接可以保证箱体质量和尺寸精度;关于试验的创新包括用试片级前支撑结构选型试验和强度极限试验取代全尺寸真实环境试验,进行箱外消能器测试而不是箱内测试,以及将光纤检测技术纳入传统的箱体静力试验。 相似文献
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在所建立低温推进剂分布参数贮箱模型的基础上,采用液体火箭发动机试验台气路系统模块化建模与仿真软件,对某试验台液氧贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真研究.仿真结果与试验结果以及经验公式计算结果获得了很好的一致,表明分布参数贮箱模型相对于集中参数模型更为准确全面地描述了低温贮箱内的流动和热分层现象,并表明有限体积模型体系及所开发的仿真软件具有广泛的适用范围和良好的仿真精度,在管路系统仿真领域具有工程应用价值和数值拓展潜力. 相似文献
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《载人航天》2017,(3)
受空间热流的作用,相变是低温推进剂在轨压力控制中需要被考虑到的影响因素。为研究液氢贮箱内的流体行为特性,建立了低温流体CFD仿真模型,对于相变过程,基于不同的相变传质理论,建立了四种相变仿真模型。根据NASA开展的AS-203液氢贮箱压力上升试验数据,对封闭贮箱内压力上升和温度分布开展仿真预示,分析了不同相变仿真模型对压力上升和温度分布预示的结果。结果表明,相变模型1和相变模型3得到的压力上升速率和温度场结果与试验结果趋势较为一致。受到算法和适用性的影响,相变模型2和相变模型4对AS-203液氢贮箱的温度预示偏差较大,相变模型4对压力上升的预示偏差较大。 相似文献
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系统地概括了低温贮箱用复合材料的研究背景、进展动态及研究现状,重点介绍了复合材料低温贮箱成型工艺、复合材料与低温推进剂之间的安全性及复合材料自身的低温力学性能。研究表明:自动铺丝成型工艺推动了无内衬的复合材料低温贮箱的发展;在冷热循环作用下界面等薄弱区域萌生大量微裂纹,机械载荷促进下形成低温推进剂泄漏路径;开发满足液氧相容性要求、工艺要求和力学性能优异的环氧树脂,是发展液氧贮箱用复合材料体系的关键;研究冷热循环作用和改性方法对于复合材料力学性能的影响,对可重复使用航天器复合材料低温贮箱应用的意义重大。 相似文献
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在对低温推进剂在轨贮存技术简要概述的基础上,针对推进飞行器的2种构型,提出了3种低温推进剂在轨贮存被动蒸发控制方案,建立了技术方案中复合绝热结构和蒸汽冷却屏的传热分析模型,对不同轨道、不同构型和多个蒸发控制方案的低温贮箱漏热量和蒸发量进行了计算和分析。结果表明,绝热结构隔热性能为0.05 W/(m2·K)时,被动蒸发控制方案可控制液氢贮箱蒸发率为0.4%~1.1%/天;近地轨道低温贮箱的蒸发量明显大于地月转移轨道的蒸发量;蒸汽冷却屏可以明显减小低温贮箱的漏热;随着绝热结构隔热性能的增加,低温贮箱的漏热量减小。 相似文献