基于液氮冷源的液态甲烷过冷加注工艺

针对商业火箭公司对于液态甲烷过冷加注的需求,开展了基于液氮冷源的甲烷过冷加注系统方案设计,并计算得到了不同甲烷流量和液氮压力参数下的过冷器换热面积。为了防止液氮温度过低造成液态甲烷凝结,参考现有液氧和煤油工艺流程,提出2种不同控制策略的甲烷过冷加注系统,并详细对比分析了这2种系统所能实现的6个不同工艺流程。结果表明:基于背压控制的加注系统相比于基于液位控制的系统具有更高可靠性,同时前者能够实现在线实时加注工艺,原因在于其通过控制换热器中液氮压力来保证液氮温度始终高于甲烷冰点。甲烷过冷器换热面积与甲烷加注流量、液氮背压均成正比,在具体工程实施中应当根据加注需要选取合适的加注流量和液氮背压,以减小过冷器尺寸和降低设备制造成本。     

长期在轨贮存低温推进剂过冷度获取方案研究

增大低温推进剂入轨时的过冷度可显著延长低温燃料在轨贮存期限.通过文献调研与理论分析,介绍了4种低温推进剂过冷度获取方案的工作过程与研究现状,分析了不同方案的优缺点,在此基础上提出了我国开展相关研究的思路.研究表明:①为了减小过冷度获取成本,应采用先加注后冷却的操作程序,且制冷系统尽可能靠近目标贮箱;②液氧、液态甲烷可通过液氮池沸腾提供过冷度;③氦气喷射预冷消耗氦气量巨大,建议仅针对小型液氢采用此技术;④热力学低温流体过冷器(TCS)技术具有总体质量轻、投入能量少等优点,在液氢过冷度获取方面具有可观的应用前景.可为我国开展低温推进剂过冷度相关研究提供参考.      

低温推进剂过冷技术研究

综述了低温推进剂3种过冷方式（换热过冷、抽空减压过冷和冷氦气鼓泡过冷）的过冷机理,并对比分析了其利弊,在地面全过程过冷加注时推荐采用抽空减压过冷对低温推进剂进行冷却.基于热力学理论推导了低温推进剂抽空减压过冷时耗液量、制冷量、抽空时间和泵最低抽速的表达式.研究得出低温推进剂耗液量主要用于自身温降,抵消外部漏热和贮罐材料比热容所占比例很小,如液氢自身过冷、材料比热容和外部漏热所占的相对耗液量分别为10.94%,0.38%,0.098%.推荐采用变物性算法来精确计算低温推进剂耗液量,可降低运载火箭发射成本,提高低温推进剂利用率,与现有公式对比,其相对误差为18%.      

液态甲烷管道预冷过程的仿真研究

低温推进剂液体火箭发动机在推进剂加注时需要进行管道预冷以避免推进剂气化。为揭示管路预冷过程中低温流体的两相流动特性,针对小型液氧/甲烷发动机液态甲烷管道的预冷过程进行了研究。采用Lee蒸发模型,模拟并分析了不同入口流量下的湍流传热过程,得到了管道预冷过程中甲烷的体积分数、温度、压力和速度的变化规律。结果表明：在管道预冷过程中,液态甲烷会发生闪蒸现象,甲烷的温度和压力的变化是影响闪蒸的主要因素;在低流量时,预冷时间与质量流量呈负相关,当质量流量增大到一定程度后,预冷时间趋于稳定值。研究结果可预示容许时间内的最优预冷流量,对提高预冷效率和改进低温推进剂加注过程具有指导作用。     

液氧/丙烷推力室试验研究

1987～1989年间进行的液氧/丙烷推力室试验研究内容主要涉及点火和启动、燃烧、传热等。目的在于探索液氧/丙烷推进剂的技术关键,为新型液氧/烃发动机论证提供必要依据。使用了两种结构状态的推力室。试验室压2.5～7.8MPa。推力8～25kN(真空)。通过试验,考核了液氧/丙烷推进剂的点火和燃烧性能,验证了丙烷再生冷却的可行性;并与四氧化二氮/偏二甲肼自燃推进剂、液氧/煤油推进剂的试验情况进行了比较。     

可重复使用运载火箭返回段低温流体行为特性

可重复使用运载火箭在返回段复杂干扰作用下，贮箱内低温推进剂与高温气枕剧烈掺混，造成贮箱压力下降、推进剂温度升高等问题。针对垂直起降（VTVL）运载火箭返回段推进剂掺混及重定位过程开展研究，首次建立了液氧掺混后行为特性仿真模型并通过加速落塔试验进行验证，研究垂直起降运载火箭返回段复杂干扰作用下低温流体行为特性，获得推进剂形态、贮箱压力、推进剂温度及蒸发量等变化规律，为推进剂管理系统及增补压方案设计提供支撑。     

液氧/丙烷推进剂燃烧试验

本文介绍液氧/丙烷推进剂燃烧试验,包括试验件以及点火、燃烧、传热方面的试验情况;并与以往的四氧化二氮/偏二甲肼自燃推进剂的试验情况作了对比。     

Ni-7.3%Si-2.2%B合金快淬组织与深过冷快凝机制

 采用B_2O_3玻璃和纯循环过热净化相结合的方法去除液态金属中的异质晶核,使液态Ni-7.3％Si-2.2％B合金获得了330K的过冷度。对比分析了该合金在低温基板上的快淬薄片与大体积深过冷试样的微观组织。借助计算机和红外测温系统,快速采集了熔体的再辉过程。数据处理发现,在深过冷液态金属的整个再辉区间,温度的上升速率呈瞬态变化特征,再辉时间随初始过冷度的提高而减小。最后,由再辉曲线确定出深过冷液态金属再辉过程中的固相分数与时间以及凝固速度与瞬时过冷度的关系。     

凝结相变对低温风洞雷诺数试验的影响

为了研究凝结相变对低温风洞雷诺数试验能力的影响,基于Fluent软件建立了气-液两相凝结流动模型,相变模型采用考虑非等温效应修正的经典成核理论和Gyarmathy液滴生长理论;针对不同来流压力和不同试验雷诺数工况条件,对氮气绕流NACA 0012翼型进行了数值模拟。模拟结果表明:随着来流温度的降低,翼型附近区域气体膨胀越过气态饱和线并达到过冷状态,进一步降低来流温度则会在宏观层面上观测到凝结相变对当地流场的改变,与无凝结相变的流场相比,释放的潜热加热气流导致马赫数降低及压力系数的改变;在确保不破坏翼型气动性能试验的前提下,充分利用气体过冷区域来降低来流压力以此减少驱动功率和液氮喷入量是可行的,或者保持来流压力不变提升低温风洞的试验雷诺数。     

新型低能耗飞机液压系统低温试验方案研究

由于机载液压系统产品在整个飞行包线内会经历低温环境的考验,为了充分验证飞机用液压系统产品在低温环境下性能的可靠性,本文针对液压系统开展低温试验的多种设计方案进行对比,并对其中的三种低温试验方案进行分析,明确各自适应的试验类型,最后通过对比各种方案的优缺点,提出了一种可以满足长时间、低功耗、大流量的液压系统低温试验的全新方案。该方案通过实测满足了试验要求,并达到了预期高效节能的效果。     

适应发动机故障的推进剂交叉输送系统工作特性研究

为研究多子级并联的液体运载火箭推进剂交叉输送系统在发动机故障工况下的工作特性,验证交叉输送技术解决故障子级的推进剂剩余问题的效果,采用仿真分析与试验验证结合的方法,研究了2种典型的发动机故障工况。结果表明:建立的交叉输送系统仿真模型能够较好地模拟系统的真实状态,拓展了交叉输送技术研究途径;采用交叉增压方案的交叉输送系统能够较好地应对典型发动机故障工况,通过将故障助推器的剩余推进剂输送给其他子级的发动机使用,保持了不同助推器总消耗量基本一致,解决了发动机异常关机导致的推进剂剩余问题。     

在轨加注任务中变质量特性下的空间操作臂状态扩展自适应镇定控制

模块更换方式在轨加注任务面向不同类型的多个待加注目标与推进剂模块,过程中涉及航天器对接与分离、推进剂模块拆卸与组装等多种操作,研发时需要考虑系统中质量特性变化复杂,以及地面验证中存在的全周期、遍历性的任务级微重力模拟试验难以实现的问题。首先,针对地面调试良好时在轨加注空间操作臂系统可能被掩盖的非线性动力学特性,分析了一定参数范围下,任务执行过程中负载和基座质量特性变化对空间操作臂动力学特性和控制性能的影响。随后为实现对控制对象及环境改变的自适应性,基于惯性矩阵分解与重力载荷矩阵线性化,设计g的自适应律,并扩展系统状态变量,建立系统的Hamilton模型,进而基于能量函数整形与阻尼注入的无源性控制思想,设计预置镇定控制律,提出一种可对不同工况下的系统非线性实现自适应镇定的控制方案。最后,通过仿真研究验证了所提控制方案的有效性。     

温度冲击下变截面圆孔装药的热力耦合分析

为研究温度冲击载荷对某改性双基推进剂装药结构完整性的影响,基于热力耦合基本理论,开展了不同温度下改性双基推进剂力学松弛试验,得到了不同温度下松弛模量的6阶Prony级数及以293.15 K为参考温度的时温等效W.L.F(Williams-Landel-Ferry)方程。利用Ansys有限元软件对由333.15 K降低至218.15 K的温度冲击条件下装药结构完整性进行分析,结果表明:装药的温度和应变在温度冲击前期变化较剧烈,至12 000 s时基本达到平衡,装药前端面两个拐角处在温度冲击前期发生破坏;为验证仿真计算结果,开展了由333.15 K降低至218.15 K的温度冲击试验。在温度冲击过程中,药柱沿轴向和径向出现裂纹,起裂点为推进剂装药前端两个拐角。温度冲击试验结果验证了仿真计算的准确性,说明该计算过程可用于装药结构完整性分析。      

结冰风洞过冷大水滴试验中混合翼设计

开展结冰风洞过冷大水滴结冰试验验证了现有混合翼设计准则。结冰风洞过冷大水滴结冰试验条件采用大、小水滴两种喷嘴组合喷雾实现了与冻毛毛雨水滴质量“双峰”分布曲线非常符合的过冷大水滴结冰环境模拟。以0.50 m弦长的NACA0012翼型为原始翼型，基于面向工程、面向适航的混合翼设计准则通过求解Navier-Stokes(NS)方程计算翼面压力分布，以混合翼与原始翼型驻点位置和前缘吸力峰值尽可能重合为目标，在保证前缘附近与原始翼型相同的基础上混合翼的设计弦长缩短50%。在结冰风洞中开展冻毛毛雨环境下的结冰试验验证混合翼设计效果，结果显示混合翼型与原始翼型模型前缘表面的冰形特征基本一致，局部冰形存在少量差异，混合翼型模型表面冰形冰高略偏大。所得结论表明现有混合翼设计准则在冻毛毛雨环境下依旧适用，可供后续开展相关民机型号的过冷大水滴结冰风洞试验参考。     

载人飞船推进剂剩余量在轨直接测量技术

在载人航天工程交会对接任务中,基于对载人飞船推进剂剩余量在轨实时高精度测量需求的背景,采用理论分析和试验验证相结合的方法,研究了剩余量直接在轨测量技术原理、影响测量精度的因素及解决措施等问题。研究表明,在轨推进剂剩余量直接测量系统方案具有易于实现,测量精度高,同时能够实时、直观反映系统中各贮箱推进剂消耗情况等特点。     

富氧燃气发生器动态特性分析

建立了描述富氧燃气发生器动态特性的线性化频域模型,以分析推进剂流量扰动对发生器室压的动态作用.通过与文献中试验数据对比,验证了模型和计算方法的合理性.在低频范围内采用考虑熵波的绝热流动模型,比较煤油和液氧流量扰动引起发生器压力振荡的频率响应,结果显示煤油流量扰动更易引起较大的熵波幅值.分析了燃烧温度与混合比关系的无量纲斜率、涡轮压比系数和燃烧时滞对发生器频率特性的影响规律.在很宽的频率范围内分析发生器的动态特性,需采用考虑声学效应的分布参数模型,既能在低频范围内涵盖绝热流动模型,又能反映气路的纵向声学振荡.      

暂冲式低温高雷诺数风洞的一个新方案

本文提出了一种暂冲式低温风洞的新方案:利用高压容器的空气膨胀降温,使低温空气流过多孔介质做成的蓄热式换热器,使介质降温。适当地设计蓄热介质的热容量和高压容器的压力与容积等参数,可使介质降温到120°K或更低。然后用一般的中压气源空气经换热器流入风洞,其操作与一般的暂冲式风洞一样,可在一定时间内使气流总温恒定(等于换热器介质温度)。作者计算了这方案的性能,并与Stoller提出的暂冲式低温风洞的方案作了比较,也顺便对比了液氮冷却风洞的消耗。从原理上和初步的性能计算看来,这一方案构造比较简单,运转方便和经济。     

基体特性对HTPB推进剂力学性能的影响

按工程生产工艺要求,制得hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB)固化胶片,通过控制试验环境温度（-50、-35、-20、0、20、35℃）,得到了基于Prony级数形式的具有不同松弛特性的复合基体材料的松弛行为描述,为细观模型的建立提供了必要参数。随后基于分子动力学方法,结合具有内聚本构的黏接单元,建立了推进剂的细观计算模型。为验证所建数值模型的准确性,对固体推进剂在常温条件下进行宏观松弛力学试验,将仿真结果与试验数值的对比,试验结果与仿真结果相差在20%范围之内。最后对具有不同随机分布及不同基体松弛特性的推进剂细观模型进行有限元计算,结果表明:颗粒随机性不影响推进剂的宏观力学行为,而基体松弛特性显著影响固体推进剂的宏观力学性能,基体松弛特性获取环境温度与推进剂的宏观初始模量、延伸率以及强度均呈指数型关系。      

60m3卧式液氮贮罐预冷过程试验

为进一步了解大型卧罐预冷过程，搭建了60 m3卧式液氮贮罐预冷试验台，对小流量下贮罐预冷过程的降温和罐体应变特性开展了研究。结果表明：预冷过程罐内气体温度首先整体迅速降低，然后缓慢下降，且呈现分层现象；预冷初期液氮在罐底难以积累；靠近底部的罐壁降温过程分为三个阶段，首先与低温氮气进行自然对流传热，温度缓慢下降，液位增长到相应高度后与液氮进行沸腾换热从而温度迅速下降，最后稳定在液氮温度；对于最终液位以上的罐壁，一直维持着平稳的降温速率；贮罐轴向应变全为负值，随着预冷过程进行轴向应变随之增大，与液氮接触的局部罐壁轴向应变会迅速增加。该项试验的成功进行有力地补充了国内大型卧罐预冷试验数据的空白，为低温贮罐可靠性及寿命预测等相关研究提供数据支撑。     

基于AMESim的液氮供给系统液击仿真

基于系统级仿真平台AMESim,建立了大型低温风洞(CWT)液氮供给系统(LNSS)的动态仿真模型.实验对比结果显示,仿真结果的平均误差在6.8％以内,验证了模型的准确性,并进一步对比开展了喷嘴瞬时全关和喷嘴有序关闭两种典型工况下的液击分析.结果表明液击模型能够较好地反映管路系统中的液击过程.喷嘴瞬时全关工况下,液击峰...