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为了掌握吸气式火箭发动机(SABRE)空气预冷器的流动换热特性,为设计相应类型的预冷器提供技术基础,针对SABRE预冷器最小周期性单元,以数值方法研究了管间距、管排数、空气入射角度及氦气/空气热容量比对预冷器流动换热的影响。研究结果表明:增大管排数和减小管间距,能够增大预冷器换热功率,降低空气出口温度,但会降低空气侧、氦气侧平均换热系数,减弱对流换热能力,增大空气侧总压损失。空气入射角度对空气侧、氦气侧换热影响微小,但对空气侧总压恢复系数影响显著。增大氦气/空气热容量比能够降低空气侧总压损失,增大空气侧、氦气侧平均换热系数,降低空气出口温度。 相似文献
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逆向卸荷式气体减压阀的动态特性仿真 总被引:4,自引:4,他引:4
考虑到摩擦力、阻尼力及流体流动作用力等主要非线性因素对减压阀动态特性的影响,建立了逆向卸荷式气体减压阀的动态特性数学模型,并对其启动过程与负载变化下的动态响应特性进行了仿真计算,研究了动态过程的压力、温度、流量以及阀芯位移等参数变化情况,分析了不同的参数对减压阀启动特性的影响,提出了改善减压阀动态响应特性的措施。 相似文献
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液体推进剂的新型加注方法 总被引:1,自引:0,他引:1
常规液体双组元推进系统通常采用挤压加注方法,挤压介质一般为氦气,受氦气在液体推进剂特别是氧化剂中溶解特性的影响,加注过程中会出现氦气析出现象,这对加注过程本身以及推进系统后续使用均造成不可忽视的影响。为彻底解决该问题,对氦气在MON-1中的溶解特性进行了研究,模拟加注过程中的压力变化开展了氦气析出试验,在此基础上提出一种基于气动隔膜泵的加注方法,并完成加注约1 t推进剂、时长4 h情况下无氦气夹气的试验验证。为推进剂及相关模拟液的加注提供了一种新选择,试验表明该方法彻底解决了推进剂夹气问题,尤其适用于长时、大容量推进系统的推进剂加注。 相似文献
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超压气球具有结构简单、载荷量大、驻空时间长等突出优点,可以应用于侦察、通信、运输补给等各个方面,实现与空天地的衔接和中继。由于飞行原理和工作环境特殊,在其设计过程中必须重点考虑热力学特性的影响。文章详细分析了临近空间热环境,包括太阳辐射、长波辐射、对流换热等。在此基础上建立了超压气球三维瞬态热力学模型,编制了仿真程序,对超压气球驻空过程进行了研究;得到了蒙皮温度、氦气温度以及气球超压等随时间的变化规律,并分析了充气量、驻空季节纬度以及蒙皮物性对氦气温度的影响。结果表明:驻空过程气球蒙皮温度分布不均匀,随太阳方位变化而变化,最大温差达65K;考虑氦气中杂质的辐射吸收作用时,白天氦气的平均温度高于蒙皮的平均温度;氦气的"超热"会引起气球的超压,在不同季节和纬度飞行时应选择不同的充气量,将超压控制在合理范围内;为减小超压量,可以选择可见光吸收率小而红外发射率大的蒙皮材料。 相似文献
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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。 相似文献
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论述氦气的传热、节流、扩散、多变膨胀等的传输特性,以及氦气特性的试验研究结果,获得了大量的氯气使用性能资料和经验,为某型号三级首发采用全程氦气增压提供了依据.介绍系统研制与应用中,以空气代替氦气进行调试、然后用氦气校验的方法,并以空气或氮气代替氦气进行系统气密性检查,仅发射前用氦气充填增压气瓶和自动增压贮箱到额定压力,使型号研制大大地节省氦气用量和费用,为运载火箭和航天器应用轻型增压系统提供了资料和经验. 相似文献
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在总装测试中,多采用氦质谱非真空累积检漏技术在常压环境下对航天器的密封性能进行检测。检漏过程中由于自然环境大气压的变化,作为收集氦气的检漏容器——包装箱箱体可能需要承载负压,因此设计包装箱时须增强包装箱结构,会导致箱体自重过大。文章对正压环境下氦质谱非真空累积检漏技术进行研究,对该方法的可行性、测量精度和误差进行理论分析和试验验证,意在证明正压法检漏的可行性,进而优化航天器包装箱结构。结果表明:该方法适用于航天器总漏率检测,能避免泄漏检测过程中航天器包装箱因承载负压而发生损坏,可为航天器包装箱的减重设计提供参考。 相似文献
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载人航天器密封舱温湿度独立控制方法及实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对目前载人航天器密封舱温湿度控制存在的强耦合问题,提出了一种基于绝对含湿量控湿的温湿度独立控制方法,设置中温和低温两个热控回路,并通过中温温控阀和低温温控阀的独立调节,进行冷凝干燥器组件控湿和气液换热器控温的双目标控制,实现了密封舱空气温湿度解耦控制,以满足精细化控制的需求。文章给出了密封舱温湿度独立控制系统的典型系统配置及控制策略,并搭建地面实验验证系统开展了相关实验验证工作。实验结果表明采用温湿度独立控制方法可以达到温度±0.5℃、湿度±2%RH的良好控制效果。 相似文献
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为了提高航天器热控系统的控温适应能力,提出了一种基于感温蜡温控阀的单相流体回路热控方法,利用感温蜡温控阀的全自动流量、温度比例调节特性实现温度控制。通过集总参数法建立感温蜡温控阀、热源载荷和空间辐射器等部件的数学模型,运用数值仿真方法分析该热控系统的温度动态特性。仿真结果表明,感温蜡温控阀的布局方式,以及感温蜡熔程、时间常数和温度延迟等热特性对单相流体回路热控系统温度动态性能有显著的影响,对基于感温蜡温控阀的单相流体回路优化设计提供了理论依据。 相似文献
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本文研究了关于旋转轴在贮箱的非对称轴上且远离贮箱的几何中心情况下,流体在微重力环境中由重力梯度加速度诱发的晃动特性,建立了问题的数学模型并对模型进行了数值模拟。以高级X射线天文物理实验卫星(简称AXAF─S)作为研究对象,获得了由旋转运动引起的重力梯度加速度的数学表达式。晃动问题的数值计算以与卫星固连的非惯性坐标系为基础,目的是寻求一种较为易处理且适合于流体力学方程的边界和初始条件。通过数值计算获得了流体作用于卫星贮箱上的力和力矩。 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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航天器密封舱在地面模拟试验中常通过降压法抑制自然对流的影响,但降压比的选择 往往缺乏定量准则,这使得自然对流的抑制效果得不到保证。使用数值模拟方法确定临 界压力比,以几种典型航天器密封舱内的流动换热情况为例,分析了不同Gr/Re 2 数和压力比下密封舱内的流动换热情况。得到了舱内气体温度分布和对流换热系数。通 过比较空间情况和地面情况的计算结果,分析了自然对流给流动换热带来的影响,给出了判 断临界压力的准则式,并给出了临界Gr/Re 2数。结果表明:临界压力 的准则关系和密封舱的形状和内部结构无关。
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