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微重力条件下贮箱中液体管理的主要问题是控制液体推进剂在箱中的位置,保证向发动机输送不含气泡的推进剂.对用于自旋稳定卫星的梨形贮箱,在透明的有机玻璃缩比模型中用去离子水作试验介质进行落塔试验.在弹星分离以后,卫星自旋以前通过落塔试验确定气液界面的形状,排出液体时夹气现象和发生夹气时剩余液体的体积,试验为贮箱设计提供可靠的依据.在长寿命的卫星上将采用一种大型表面张力贮箱,在微重力条件下将要进行相关的液体流动特性试验,如气液界面的平衡位置,挤出效率,液体流动的阻力损失,流体的晃动等,验证设计的合理性. 相似文献
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本文以卫星表面张力贮箱推进剂管理装置所经历的瞬变工况为工程背景,运用瞬变流理论对贮箱供液管系内梳体进行了动态模拟,文中从描述具有侧向流入的网筛通道内流动的运动方程和连续方程出发,采用特征线法,通过计算机求解出阀门动作在管系内任一点引起的水头响应. 相似文献
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一种适合我国在轨卫星液体推进剂剩余量测量的技术方案 总被引:5,自引:0,他引:5
比较全面地介绍了适合我国卫星液体推进剂测量的气体注入压力激励方法,对相关应用技术问题进行了分析讨论。该方法可实现推进剂测量误差达贮箱总体积的1%的高精度测量要求,具有很好的开发价值。 相似文献
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针对在固体火箭发动机液体喷射熄火研究中所用液体喷射实验装置,推导了液体射流速度,液滴运动与蒸发的控制方程组,并进行丁数值求解,研究了影响射流速度、液滴尺寸及其蒸发速率的因素。结果表明:液滴的初始速度和直径主要受喷射压降、液体表面张力和粘度的影响;影响液滴运动速度的因素有环境压强和温度;环境温度和液体的汽化潜热对液滴的蒸发速率有着重要的影响。上述结果对于合理设计满足固体火箭发动机熄火要求的液体喷射装置,选择合适的液体介质具有一定的指导意义。 相似文献
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近20几年来,单组元推进剂-肼已成功地应用于卫星与空间推进系统上.但控制肼与金属贮箱表面接触处的分解率的基本因素和机理还没有完全了解.在贮存期间,无水肼主要分解为氨和不溶解的氮,因而,使贮箱压力在寿命期慢慢地上升.其分解机理是由于贮箱表面上的非均匀催化作用和液体容积内的均匀催化作用结合在一起来控制的.对影响压力上升的因素要彻底地了解,以保证这些因素在催化剂贮存装置(PSA)设计、制造、加注和验收试验时合理地规定和控制.这对贮箱采用球胆或薄膜时更为重要, 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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本文对近代大型液体火箭发动机的特点进行了综述和分析.文中指出:使用高能、无毒的液氧、煤油和液氧、液氢为大型液体火箭发动机的推进剂势在必行;采用高压补燃循环系统可以明显提高发动机的比冲、减小发动机尺寸和质量;采用推进剂利用系统可以减少推进剂的剩余量,以提高运载火箭的有效载荷;使用辅助增压泵可降低贮箱压力,并提高发动机主泵的入口压力,以保证主泵在没有汽蚀的条件下可靠工作;高可靠性、长寿命和重复使用对航天产品尤为重要. 相似文献
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低温液体火箭射前需要采用自然循环方式对火箭发动机进行充分预冷,循环预冷管路的回流口位置是影响液氧贮箱内部场分布的重要因素。本文采用CFD技术,通过对不同回流位置的液氧贮箱物理场的数值模拟,揭示了贮箱内部温度场及速度场的分布特性,分析了回流口位置对贮箱内部热分层的影响规律。研究表明,当回流口位于下封头以上2米位置时,贮箱内部液氧过冷度最大,过冷液体含量最多,回流位置最佳。此研究结果为运载火箭推进系统的设计提供了重要的理论支持。 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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硝胺推进剂是固体推进剂高能化和无烟化的重要途径之一,但所有硝胺推进剂均存在弹道性能难以调节的问题。本文在对近几年硝胺热分解和燃料性能研究结果进行综合分析的基础上,分析了这类推进剂弹道性能差的本质原因,并进一步提出了硝胺推进剂弹道调节剂研究的可能方向和技术途径。 相似文献