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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
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复合材料贮箱在航天飞行器低温推进系统上的应用与关键技术 总被引:1,自引:0,他引:1
复合材料低温贮箱的研制与开发是集合了多学科的复杂科学工程。航天技术的发展对航天飞行器性能提出了更高的要求,使得低温推进系统成为了研究重点。为了进一步提高航天器的性能,必须从结构的减重入手,贮箱作为低温推进系统中最大的部件,成为了未来重点发展方向。用碳纤维增强复合材料(CFRPs)代替铝合金用于制备可重复使用飞行器(RLV)的燃料贮箱成为近些年各个航天大国的重点研究方向。本文介绍了复合材料低温贮箱在航天飞行器领域研究与发展的过程,介绍了复合材料低温贮箱的一些典型型号,总结了发展复合材料低温贮箱所需解决的技术问题。 相似文献
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为研究低温流体节流特性及冷量引入对贮箱主流体控温影响,首先对低温流体节流干度和体积含气率进行了分析,结果表明质量占比较小的气相占据了大部分空间体积,对流动速率及换热产生较大影响;建立了节流制冷性能测试平台,采用液氮工质开展了节流前压力为0.3~0.37 MPa工况下的减压降温试验,节流前后降温达到了11.3~14.2 K;在集成节流阀孔的热力学排气系统(TVS)系统中,通过节流制冷使贮箱流体产生了平均6.5 K的温降,将贮箱压力控制在150~160 kPa范围;冷量的引入使主流区液体温度持续波浪式降低,气液界面热分层处的降温效果更加明显。 相似文献
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多层隔热(MLI)结构在高真空环境下具有极低热导率,主要用于太空环境下飞行器和大型燃料贮箱的隔热.本文对MLI结构的隔热原理、选材、制备工艺及应用等进行了综述,简要介绍了国内外MLI结构的研究进展和发展趋势,提出进一步改进MLI的性能是我国实现飞行器长期在轨运行和深空探测的重要研究方向. 相似文献
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不同于传统铝合金焊接装配贮箱设计,复合材料贮箱设计重点是在分析其全寿命周期载荷工况下复合材料基体微裂纹萌生和损伤扩展的基础上,通过有效的设计手段防止其所盛装的低温推进剂(LOX、LH2)泄漏。本文分别对低温用树脂基复合材料及其性能、复合材料贮箱设计准则、贮箱主要部段的结构设计等方面进行了综述,并对复合材料贮箱发展前景进行了展望。 相似文献
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《载人航天》2017,(1)
以聚氨酯泡沫塑料和多层隔热材料组成的组合绝热材料被认为是未来低温推进剂贮箱绝热材料的主要形式。应用典型的量热器法针对以下三个方面开展试验研究:是否在样件中添加泡沫材料;样件中多层隔热材料的层数不同;制备样件时采用不同的预紧力。对比了不同状态的组合绝热材料的绝热性能。试验结果表明:组合绝热材料中的泡沫塑料可直接增加整体结构的隔热能力;随着组合绝热材料中MLI(多层隔热材料)层数的增加,组合绝热材料的热流量呈先减少后增加的趋势;在MLI层数相同情况下,随着预紧力的增加,材料的热流量呈现增加的趋势。试验分析结果可为未来载人月球探测及更远距离深空探测的航天器低温贮箱绝热系统设计提供参考。 相似文献
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楚晖娟%朱宝库%徐又一 《宇航材料工艺》2006,36(3):1-3
总结了新型聚酰亚胺泡沫材料在航空航天飞行器中如低温贮箱隔热体系、蜂窝结构材料、透波材料、机身隔热体系、飞行器座椅等方面的应用进展,指出今后聚酰亚胺泡沫材料研究和应用的方向和趋势。 相似文献
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对纤维缠绕球形贮箱在外压、内压和温差等作用下,进行应力、变形和稳定性等结构刚度分析。结果表明,与金属材料贮箱相比,纤维缠绕球形贮箱具有显著的刚度约束条件,如临界卸载内压和临界温差等。纤维缠绕球形贮箱在按强度要求进行结构设计和分析的基础上,还需校核刚度约束条件。为此,提出了纤维缠绕球形贮箱结构稳定性的各类临界载荷包括外压、卸载内压和温差等的计算公式及判据,为结构方案设计和研制的试验提供参考。 相似文献
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对PMI泡沫夹层结构整流罩冯卡门锥段成型技术进行了研究,通过对玻璃钢面板及其泡沫夹层结构性能、面板成型、泡沫热成形、泡沫拼接、玻璃钢泡沫夹层结构成型及无损检测等技术研究,确定了玻璃钢外面板、预先固化,然后与泡沫等复合组装,最后铺覆内面板,整体进罐固化的成型工艺。结果表明,玻璃钢面板纵、横向拉伸强度为602、593 MPa,模量为26.0、27.2 GPa,满足设计强度≥350 MPa、模量≥25 GPa的要求;玻璃钢/PMI泡沫夹层结构泡沫密度为(110±10)kg/m3,厚度28 mm,纵、横向侧压强度为32.9、30.5 MPa、模量为2.31、2.38 GPa,满足设计指标侧压强度≥25 MPa、模量≥2.0 GPa的要求,采用玻璃钢/PMI泡沫夹层结构分步固化成型工艺研制的首件新型号整流罩冯卡门锥段,满足设计使用要求。 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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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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《航空制造技术》1990,(2)
北京航空工艺研究所和黑龙江省科学院石油化学所为航空航天部DAC机身系统工程联合研制的LWR-1中温固化树脂基体,具有固化温度低(130±5℃)、成型压力小(≤ 0.3MPa)、耐热性好(250℃时热失重小于1.2%)、原材料来源广泛等一系列优点.在用其制作的复合材料表层结构前机身段数模承载件通过了承载能力试验之后,又制作了强五I型机16~19框下壁特设口盖两件.该部件长约1.2m、宽约0.8m,带机身型面,系共固化成型的碳纤维复合材料/Nomex夹层结构,其中一件已完成静力试验.另一件于1989年12月1日装于强五144号机,同年12月5日试飞,情况良好. 相似文献
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