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25N双组元发动机热控研究 总被引:4,自引:0,他引:4
先前的推进系统25 N双组元发动机头部仅一个安装法兰盘,无支架,发动机长时间工作后法兰盘热反浸温度较高,不利于法兰盘上游电磁阀的工作性能。目前推进系统采用双法兰盘支架结构的新型25 N双组元发动机,由于新增支架的隔热,给热控带来了一定难度。在空间极端低温环境下,为使发动机温度满足点火前指标要求,须采取一定的热控措施。以25 N双组元发动机为研究对象,运用I-DEAS/TMG有限元热分析软件,建立了物理模型,研究了大小法兰盘在不同加热功率组合下发动机头部温度场的分布,并根据计算结果选择最佳加热功率组合。同时,根据经验配以适当的被动热控措施。通过飞行试验验证25 N发动机热控设计可靠性高,该热控设计方案可用于其他在研型号的推进系统。 相似文献
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为使某HAN基无毒单组元发动机正常工作,需采用一种高效的热控方式,保证点火前其催化床温度在200℃之上(远高于传统单组元发动机的点火温度)。以该HAN基发动机为研究对象,在制定的热控方案基础上,建立有限元模型,采用I-DEAS/TMG软件对该发动机各部件温度进行计算,之后按照产品状态进行发动机真空热试验,获取发动机重点部位的温度数据。结果表明:除前床后部外,其余位置温度测点的热分析和试验温度误差均小于4℃,认为两者吻合较好,有限元模型可用于之后的在轨温度预示等工作;该HAN基发动机身部采用安装一种新型铠装加热丝组件,而后覆盖不锈钢箔的热控方式,结合支架的镂空结构设计,满足发动机工作的温度要求。 相似文献
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浮动断接器作为在轨补加接头,是两航天器液路和气路的连通和断开的接口部件,可以实现两航天器之间的燃料、氧化剂的传输。浮动断接器一般安装在航天器的头部或尾部,外热流条件严酷,为保证其合适的工作温度,有效的热控制措施非常关键。以推进剂补加用浮动断接器作为研究对象,建立了浮动断接器物理模型,分析了其外部极端热环境,采用传热学的辐射以及热传导理论,形成热控设计方案。根据边界温度以及宇宙空间的外热流极端条件,应用IDEAS/TMG热分析软件进行了不同工况下的热分析仿真计算,在此基础上对热控方案进行了优化设计。分析结果表明:采用主动热控和被动热控相结合的热控措施可以满足浮动断接器正常工作的温度指标要求,热控设计合理可行。 相似文献
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某型上面级液体火箭发动机采用可反复充填的起动箱作为起动系统,实现了泵压式发动机的多次起动,但相比火药起动器炮式起动方式,发动机起动过程更为复杂。为研究发动机起动过程工作特性,应用Modelica语言,基于MWorks平台建立了起动箱多次起动泵压式发动机动态特性仿真模型,对发动机起动过程进行了仿真研究,分析了起动箱压力、起动箱内推进剂消耗量、起动参数设置对起动过程的影响。结果表明:发动机每次起动推进剂消耗量远小于起动箱设计容积;起动过程参数变化呈现"挤压起动-再充填-稳态工作"三个平台变化的显著特征;发动机在较大起动箱压力范围内均能够保证正常起动。发动机热试车结果验证了发动机起动时序设置的合理性和起动箱参数设置对起动过程的影响。 相似文献
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载人飞船连续偏航姿态下轨控机组热控设计 总被引:1,自引:0,他引:1
《火箭推进》2018,(5)
为保证载人飞船在新的连续偏航姿态下轨控机组的热控状态满足各组件温度指标要求,利用I-deas/TMG软件对连续偏航飞行姿态、原热控状态下的轨控机组进行了高温工况在轨仿真分析,根据分析结果提出了高温工况下热控状态设计改进方案。对改进热控措施后的轨控机组进行多轮高温工况热分析计算和低温工况功率复核。结果表明:新热控措施能够保证轨控机组各组件在工作过程中温度均符合温控指标要求,可开展工程应用。 相似文献
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CCD组件的热分析和热试验 总被引:2,自引:0,他引:2
CCD组件是CCD相机能否传输高质量图片的关键 ,其对工作环境温度的要求非常严格 ,过高或过低的环境温度都会降低其光电转换的能力 ;同时 ,其自身的温度波动过大更会产生热噪声 ,从而使相机的分辨率降低。文章采用NEVADA和SINDA热分析软件计算分析了用电加热功率补偿来保持CCD片温度水平并减小CCD片温度波动的设计方法的可行性 ,得出了几种不同功率补偿方案对CCD组件温度波动的影响。并通过一个热平衡模拟试验验证了热分析的正确性 相似文献
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高温燃气热环境加热特性的试验方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
简述了利用高温燃气流引射常温空气对近空间高超声速飞行器头锥部件进行地面热环 境模拟的实验方法,试验段高温燃气流引射常温空气使飞行器头锥部件达到驻点附近区域高 温而其余蒙皮表面低温的高超声速气动热分布特点。应用CFD计算流体力学软件FLUENT对试 验段头锥试件表面的流动加热特性进行了数值分析,得到了高温燃气引射常温空气在不同试 验设计条件下试件表面温度分布特点。数值模拟计算结果与飞行器在高超声速飞行状态下对 应机体部位气动热的理论计算值进行对比,证实利用高温燃气进行热环境模拟的方法是可行 的,为相关的热环境地面模拟设备方案论证提供依据。
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星载行波管电源的热设计及热分析 总被引:2,自引:0,他引:2
文章对一种国产的、用于星上行波管电源所存在的热问题进行了讨论,分析了影响设备内部温度水平的关键因素,基于机、电、热一体化的思想提出了热设计方案,并通过计算机辅助技术,对方案进行了热分析仿真验证。 相似文献
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倾斜轨道星敏感器热控设计及在轨分析 总被引:2,自引:0,他引:2
倾斜轨道卫星星敏感器空间外热流复杂多变,同时兼具内功率集中、热容小等特点,这为星敏感器的热设计带来了很大的困难。文章以某临界倾角轨道卫星星敏感器热设计为背景,在详细外热流分析的基础上,提出了一种倾斜轨道星敏感器热设计方案,利用热分析软件Thermal Desktop对此热控系统进行了具体的热分析。星敏感器在轨遥测温度在-19.8-5.1℃之间,满足温度指标要求,表明星敏感器热设计合理、有效,可为今后倾斜轨道星敏感器热设计提供设计依据。在此基础上,文章利用在轨遥测数据对星敏感器热分析模型进行修正,得出入轨初期星表主要热控涂层退化约为50%的结果,这对于分析近地轨道卫星在轨温度具有一定的参考意义。 相似文献
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导热脂的低温热导率是研究宇航用导热脂的重要参数,“瞬态热线法”是常用的测量方法之一,但受使用条件限制,实际应用中容易产生较大误差。本文提出采用改进的“瞬态热线法”即对标准流体与试样进行测量比对的方法,用于导热脂低温热导率的测量,减小了测试方法的系统误差,因而保证了测量的相对误差小于6%。在测量装置上,采用廉价的康铜丝取代了传统使用的铂丝,设计采用了容易进行拆洗的低温试验装置。文章讨论了影响导热脂低温热导率的因素。提出测量加热时间要在2 s~3 s之内以防止对流,分析了比对状态的误差影响,并给出了两种导热脂低温热导率与温度关系曲线。分析表明本文提出的试验方法可以满足宇航用导热脂研究的需求
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