A novel framework for liquid propellant engine’s cooling system design by sensitivity analysis based on RSM and multi-objective optimization using PSO

One of the challenges of combustion chamber and nozzle design in a Liquid Propellant Engine (LPE) is to predict the behavior and performance of the cooling system. Therefore, while designing, the optimization of the cooling system is always of great importance. This paper presents the multi-objective optimization of the LPE’s cooling system. To this end, a novel framework has been developed, resulting from the application of the Response Surface Method (RSM) and the correlation coefficients matrix, sensitivity analysis and the The Particle Swarm Optimization (PSO). based on this method, the input variables, constraints, objective functions, and their surfaces were identified. In terms of multi-optimization algorithms, RSM and PSO are utilized to get global optimum. In conclusion, the methodology capability is to optimize the LPE’s cooling system, 6 percentage increase in total heat transfer and 7 bar decrease cooling system pressure loss, which resulted in a 1.2-seconds increase in the specific impulse of the engine.     

高背压等离子点火器及其液体燃料点火特性实验研究

航天应用的液体火箭发动机及燃烧型加热器燃烧室室压高、燃料流量大、温度低、有重复启动需求，实现安全可靠点火的难度较大。针对这些需求，研究了一种采用高背压设计的电弧等离子体点火器。实验研究了Ar，N₂气体工质在高进气压力下的伏安特性，发现N₂在宽压力范围内适用于点火。发射光谱分析表明，在高达数MPa的进气压力下，Ar，N₂等离子体射流电子密度符合局部热力学平衡判据（LTE判据），点火能量集中。N₂等离子体整体温度低于Ar，但阳极喷口附近温度高于Ar，N₂等离子体射流火焰长，卷吸沿程空气造成射流平均温度偏低，但有助于低温液体推进剂的蒸发混合和强化点火。等离子体射流引起了臭氧和氮氧化物的形成，具有促进点火和化学反应的作用。背压提高引起电源输出电压升高，提高供气压力和电流，有助于点火器在高背压环境中稳定电压。燃烧型空气加热器燃烧室的点火实验发现，采用N₂等离子体喷注面中心点火，可以在短时间内完成酒精-空气和酒精-液氧-空气的点火，最高燃烧室室压接近5MPa时，点火器仍能稳定工作，多次使用电极烧蚀不明显，在液体火箭发动机的重复可靠点火方面具有很好的应用前景。     

基于电阻法的工艺液位传感器测量系统及其校准装置的研制

介绍了一种基于电阻法的工艺液位传感器测量系统的设计与实现，该传感器测量系统包括利用液位传感器、点式液位传感器、耗尽关机液位传感器与剩余液位传感器及对应的变送器。设计了相应的半自动校准系统对传感器的精度进行标定，分析了测量结果的不确定度。经过测试，所有传感器各项指标均满足设计要求。该传感器的研制解决了现有容积计量及液压试验系统不能对贮箱各不同部位进行容积和高度监测的问题。     

凝胶推进剂模拟液撞击雾化特性研究

为了寻求凝胶推进剂雾化机理、提高其雾化效果,开展幂律流体双股圆柱射流撞击的理论和实验研究。首先推导了幂律型流体射流撞击形成液膜的理论模型,在其中引入粘性力和能量损失。进而通过设计凝胶模拟液射流撞击实验,使用高速摄像机拍摄图像的方法进行了相关的实验研究,以验证理论的正确性。在此基础上,对撞击角度、射流速度分布及液体部分物性参数对液膜形状、厚度及速度分布的影响进行了分析,得到了相关参数的影响规律。研究结果表明,射流撞击角、速度型、液体表面张力系数、流变特性等均对液膜特性有明显影响,且流体本身的物理性质对撞击形成的液膜的影响更甚。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型，建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM)，空间离散采用二阶迎风TVD格式，对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算，将数值结果与试验数据进行广泛对比，验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明，火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值，随着飞行高度上升，辐射热流逐渐降低，火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势，并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

激光动态液位测量技术研究

如今,运载火箭大量使用液氧、煤油等液体推进剂,其液位测量技术主要有浮子式、激光式、电容式、雷达式等。介绍并实现了一种激光液位测量系统,该系统体积小、功耗低,可适应多种测量环境,能满足航天燃料液位测量高精度、高动态、连续稳定测量的要求。系统利用相位式激光测距技术,通过测量激光回波信号的相位延迟,计算激光光程从而得到距离数据并通过客户端进行直观展示和数据存储。系统最大测量距离可达100 m,精度为±1 mm。该系统为非接触测量,耐腐蚀,通过加入反射板可实现透明、非透明液体测量。     

飞机机头附近液态水含量分布规律的数值研究

在飞行器飞行过程中,安装在机头上的各类传感器结冰会对飞机的飞行安全产生不利影响。而液态水含量是影响飞机结冰的重要参数,为了更好地进行传感器结构及布局设计,对机头附近液态水含量分布规律进行数值研究。采用计算流体力学方法对飞机飞行时的空气-过冷水滴的稀疏两相流场进行数值模拟,通过求解N-S方程获得空气流场,采用欧拉法求解水滴运动场得到水滴运动轨迹。分析在不同来流马赫数、来流迎角及液滴直径等条件下,机头关键截面上广义水滴遮蔽高度的变化及机头关键位置上液态水含量的变化规律,研究不同状态参数对液态水含量分布的影响。结果表明:水滴遮蔽高度及浓度增加区范围随马赫数增大而增加,迎角的变化对机头上下表面液态水含量分布产生相反的影响。     

In situ analysis of Europa ices by short-range melting probes

A key aspect for understanding the astrobiological potential of planets and moons in the Solar system is the analysis of material embedded in or underneath icy layers on the surface. In particular in case of the icy crust of Jupiters moon Europa such investigation would be of greatest interest. For a Europa lander to be launched in the 2020–2030 timeframe, we propose to use a simplified instrumented melting probe which is able to access and sample depths of a few meters without the necessity of heavy and complicated drilling equipment.     

携带晃动燃料柔性航天器姿态机动中的同宿环分叉研究

本文研究了带液体晃动和柔性附件的耦合航天器系统在液体燃料耗散和柔性附件扭转振动的作用下,经历从最小惯量轴到最大惯量轴姿态机动中的混沌动力学行为.将液体晃动等效为球摆模型并由此建立了带柔性附件充液航天器多体耦合系统动力学模型.首先推导出耦合系统动力学方程并采用Melnikov积分预测受扰系统稳定与不稳定流形是否横截相交,得到了参数形式表达的混沌运动解析判据,这对航天器的设计有重要的指导意义.研究发现,混沌的发生依赖于刚体形状,阻尼比,充液比和扭转振动频率.此外,在经过被动再定向姿态机动后,由于液体晃动的本质非线性特性,充液航天器最终将进行大章动角的周期极限环运动而非绕着最大惯量轴自旋.     

"嫦娥二号"卫星CMOS相机技术及应用

"嫦娥二号"卫星上装载了1台降落相机和3台监视相机,相机采用CMOS成像技术,突破了轻小型低功耗高度集成化相机设计技术、自动曝光技术、高速彩色图像静态压缩技术以及开窗和亚采样技术,对月面、卫星太阳翼展开、490N发动机工作以及定向天线展开等卫星关键动作进行了成功拍摄,是中国CMOS成像技术在深空探测领域的首次成功应用,...