微推力器柱阵列加热室流动和换热特性研究

针对丁烷自增压微推力器,设计了微型圆柱阵列结构加热室,通过数值模拟的方法研究了给定加热功率,不同的加热室入口压力下,微柱阵列排列结构对加热室内丁烷气体的流动和换热特性以及微推力器性能的影响。结果表明,微柱阵列的存在明显的提升了加热室换热特性和推力器性能,微柱阵列引起的加热室压力损失很小。相同的排列密度下,采用错排列结构微柱阵列的推力器整体性能更优。微柱阵列的排列密度越大,微推力器加热室换热特性和性能越好。当微柱阵列采用错排列结构时,排列密度增至一定程度后推力器性能不再提升。     

连续波激光推力器稳定工作条件的解析计算模型

连续波激光推力器工作需要稳定的等离子体以吸收激光。为得到推力器中等离子体稳定维持的参数条件,根据吸收室内绕等离子体区域流动的流场特征,考虑高温状态下工质的热物理性质、激光吸收和辐射效应,建立了推力器吸收室内的能量平衡模型,该模型包含入射激光功率、推力室压强、等离子体区核心温度以及工质质量流量等参数。计算表明,该模型所得稳定质量流量随压力、激光功率的变化趋势与实验结果一致,并解释了稳定质量流量区间存在的原因。     

两种激光烧蚀微推力器工作模式的讨论

激光烧蚀微推力器技术是激光推进技术最有可能率先实现工程应用的技术研究方向。作为一种新型的空间推进领域电推进推力器技术,以其系统集成度较高、电功耗较低、冲量元精准等优势特性,在推进性能和系统集成等方面形成鲜明的特色,对于多种空间推进任务具备潜在的应用价值。以激光烧蚀微推力器发展历程为背景,总结提炼当前推力器技术发展趋势,提出了激光烧蚀微推力器目前最具研究价值的两种工作模式,分别对高低比冲两种不同工作模式进行了性能分析和比对,对激光烧蚀微推力器应用前景进行了展望,最后给出了进一步研究的建议。     

自由分子流微电热推力器数值模拟计算

基于微机电系统技术的自由分子流微电热推力器(FMMR)是一种微型电热推力器,它具有集成化程度高、体积小、质量轻、响应速度快、推质比高、可靠性高和易于集成为推进阵列等特点,它在军事和民用微/纳航天器方面有广阔的应用前景。通过建立合理的数学模型,如分子与壁面相互作用模型采用CLL模型,分子模型采用变径硬球模型,分子碰撞对的选取采用取舍方法。采用直接模拟蒙特卡罗方法结合信息保存法对FMMR的流动特性进行了数值模拟计算和性能计算,并对影响推力器性能的各种因素进行分析。计算和分析结果表明,当采用氩气和水作为推进剂工质,薄膜电阻温度为600K,工作滞止压强为500Pa时,FMMR推进单元的比冲分别为47.900s(1s=9.8N·s/kg)和68.163s,推力为0.158mN,效率为25.8%。通过优化设计、系统集成等可以进一步提高推力器的比冲、推力和效率。     

激光等离子体微推力器的发展及热点问题

激光微推力器在航天器的轨道调整、引力补偿、位置保持、轨道机动和姿态控制等方面存在巨大的潜在优势。对近年来激光等离子体微推力器的研究和发展进行了较全面介绍,并详述了激光等离子体微推力器发展过程中的几个热点问题,包括激光等离子体微推力器的工作模式和工质的选择、推力单元结构设计、微型激光器和微推力测试方法的研究与发展现状。通过对比分析,给出了目前所研究的激光等离子体微推力器的优缺点,为国内研制激光等离子体微推力器提供了一些有益参考。     

比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究

为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。     

结构参数设计对微喷管性能的影响

微喷管设计加工方法不同于常规尺寸喷管,具有小尺寸、大面积-体积比的特点,内部流动雷诺数低,粘性力影响显著。为研究结构参数设计对蒸发液体微推力器喷管性能的影响,利用三维数值模拟方法研究不同扩张半角、面积比以及刻蚀深度对微喷管推力、比冲的影响。结果显示,增加微喷管扩张半角有利于降低粘性损失,最优扩张半角为30°,其数值大于常规尺寸喷管。增加面积比可以提高气体膨胀程度,但与之同时增加的壁面面积会增加粘性损失,推力、比冲先随面积比增加而增加,面积比为14时达到峰值,随后下降。增加刻蚀深度有利于减小扩张段壁面面积,提高微喷管性能。     

膏体推进剂流动特性实验研究

建立了一套膏体推进剂挤压流动实验装置,改变挤压压强和出口压强,分别对圆管、多孔喷头进行了平均流量测试.结果表明,在特定使用条件下膏体推进剂圆管内流动呈现牛顿流体的特征,且其挤压流动特性受温度影响较大;另外,膏体推进剂在多孔喷头内的流动,试验数据与引入当量半径后的圆管计算值接近,当量半径法使变截面挤压系统的膏体推进剂流量计算大大简化.     

水下固体火箭发动机的负推力现象研究

针对水下固体火箭发动机工作环境压强高的特点,结合固体推进剂的燃烧特性,采用UDF方法定义喷管入口边界条件,建立了固体推进剂燃气质量生成与水下超音速气体射流的耦合计算模型。将该模型的计算结果与水下固体火箭发动机的实验测量结果进行对比,验证了该模型的合理性。研究发现,水下固体火箭发动机在点火初期会出现负推力现象,负推力产生的原因是发动机点火初期,喷管内被过度压缩的燃气冲出喷管后,在喷管尾部形成一个超音速燃气泡,超音速流动使泡内压强降低;同时受到流动惯性作用的影响,气泡持续膨胀使泡内压强进一步大幅降低,发动机前后端面上的压差最终导致负推力现象产生。     

一种新颖的微空心阴极放电等离子体推力器

微小卫星的发展和成功应用迫切需要新型微推力器的研制。微放电技术是等离子体放电中重要的一类,近几十年来成为各国的研究热点。其中,微空心阴极放电(MHCD)是一种新颖的非平衡高气压辉光放电,其优点是可以在高气压下稳定放电,并且只需要非常低的电压(几百伏特)或者输入功率(百毫瓦数量级)。MHCD建立在2个几百微米厚度的金属平面电极上,材料可以是钼、铝等,由电介质(云母或氧化铝)隔开。"三明治"的布局结构上从一个电极到另一个电极钻有直径为几十微米到几百微米的孔,气体压强可以很高,甚至超过大气压。微空心阴极放电较小的尺寸结构与强烈并可控的气体加热相结合,可以开发应用在新型的电热式微等离子体推进上。由于微空心阴极放电等离子体推力器在微放电等离子体中加热了工质气体,随后通过微喷管喷出产生推力,因此与传统的冷气微推力器相比,可大大提高推力器的比冲和推力。     

被动式引射器内流场数值研究

采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型。研究了被动式引射器稳定工作时其内流场结构及高空试验舱压强的变化。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解。时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。结果表明,引射马赫数越大。要求的启动总压越高,为了降低启动压比,可以适当缩小混合室收缩比,增加第二喉道长径比。引射马赫数与引射总压对引射器内流场结构和高空试验舱真空度影响极大,发动机出口燃气参数对高空试验舱真空度有一定的影响．但其作用十分有限。     

基于推力矢量控制的固体火箭发动机气体二次喷射研究

采用二维雷诺平均方程和κ-ε湍流模型,对固体火箭发动机气体二次喷射复杂干扰内流场进行了数值模拟。借助数值模拟技术,对气体二次喷射推力矢量喷管的部分方案进行了初步探索,研究了不同喷射参数对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响,并分析了其原因。结果表明,二次喷射气体的喷射孔位置、喷射角及喷射总压等因素对侧向力的影响相互耦合,适中的喷射孔位置、逆流喷射角及较大的喷射总压都能有效增加侧向力及矢量角。     

多截面细径管结构参数对放气系统压降特性的影响

采用数值模拟方法研究了多截面细径管结构参数对放气系统压降特性的影响,得到了导管几何尺寸、导管内壁粗糙度和出口压力等参数对压降特性影响的变化规律。研究结果表明:缩短容器导管长度或扩大其内径对壅塞状态下的压降影响较小,但可以显著提高层流状态下气体的流动速度,从而减少放气时间;内壁粗糙度对壅塞状态下的压降特性影响较大,随着粗糙度的增大,压力下降速度有所降低,而对层流状态下的压降特性影响较小,在容器压力降至极低的情况下,粗糙度的影响可以忽略不计;出口压力对整个流动过程的放气速度影响较小,出口压力的进一步提高不会明显增加放气速度。该研究可为多截面细径管放气系统的优化设计提供依据。     

现代小卫星的微推进系统

现代小卫星,发展迅速,不仅要姿态控制,还要轨道控制,甚至要有轨道机动能力。为此,必须开发研究与其相应的微推进系统。文章首先研究现有推进系统的技术性能;提出对微推进系统的要求;给出适应小卫星的微推进系统,有四个种类,近20个微推进器;最后提出选择微推进器的原则和建议。     

固体火箭发动机喷管结构完整性分析

通过计算温度场和应力场,分析了喷管在发动机工作过程中的结构完整性。将燃气简化为一维等熵流,以确定喷管内型面所承受的温度和压强载荷。基于三维有限元模型,计算了喷管的瞬时温度场。然后,将温度场分析结果导入结构分析模型,用点．点接触单元模拟喷管材料之间的接触状态,对温度和压强载荷联合作用下的应力场进行了分析。结果表明,喷管结构是安全的。     

一种带锥的内绝热层成型工艺改进

某固体火箭发动机燃烧室为锥筒室，内绝热层很薄，包括复合绝热层和橡胶绝热层两层，由于燃烧室几何形状特殊，无法采用现有的内绝热层成型工艺技术，在分析基础上，得出了该内绝热层压制精密控制方法，利用定位和壳体保护装置，将配制的未硫化粘稠态橡胶通过压涂覆在壳体内壁，精确控制内绝热层的厚度和均匀性，该发动机热试车成功表明，这种内绝热层成工艺技术是有效可行的。     

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。     

空间真空环境下密封电磁继电器的触点失效研究

密封电磁继电器有其固有的漏率,在应用于空间真空环境下由于气体泄漏使得其内部气体压力逐渐降低,导致继电器的触点在低气压环境下工作失效（负载切换时）。文章选择国产继电器样品对上述机理进行了试验验证,并对继电器内部气体压力与触点电弧失效的规律进行了研究。     

固体火箭发动机冷增压试验系统的设计与应用

针对固体火箭发动机药柱点火瞬态过程应变难以测量的工程难题,研制了固体火箭发动机冷增压试验系统.该系统利用高压气体对药柱内腔进行加压,模拟发动机点火增压过程,实现了药柱内表面应变的实时测量.利用该系统对某型号固体火箭发动机进行了冷增压试验,并将试验结果与数值仿真结果进行了对比,二者相对误差在8％以内.该试验系统操作方便,...