供氧模式对载人航天器气压控制的影响分析

载人航天器气压控制系统主要负责控制密封舱内氧分压和总压满足指标要求,承担长期载人任务的载人航天器通常配备电解制氧系统用于维持密封舱内氧分压水平。文章建立了一种载人航天器密封舱气压控制系统仿真分析模型,利用该模型分析对比了氧气瓶供氧和电解制氧供氧2种模式对应的密封舱氧分压和总压变化规律。结果表明,驻留24 h内,氧气瓶供氧模式对应的氧分压单调下降;电解制氧供氧模式对应的氧分压并非单调下降,而是取决于供氧速率与乘员代谢耗氧间的关系,且氧分压变化范围要远小于氧气瓶供氧模式。驻留60 d内,电解制氧供氧模式对应的氧分压在上下限间的变化周期以及总压的变化周期要明显长于氧气瓶供氧模式。为避免空气温度的影响,氧分压和总压的控制范围应比允许范围窄。     

载人航天器大气环境控制系统性能集成分析

考虑到载人航天器大气环境控制系统设计参数和控制参数众多,文章建立了一种载人航天器大气环境控制系统性能集成仿真分析模型,包括舱体模块、航天员模块、舱压控制模块、温湿度控制模块和二氧化碳净化模块。利用该模型对载人航天器常规工作模式下大气环境控制系统性能进行了计算分析,得到了在不同热负荷水平下载人航天器密封舱空气各个参数随在轨时间的变化趋势,结果表明:氧分压控制、二氧化碳净化和人区温湿度控制之间存在着密切的相互影响关系,不可孤立地进行分析。此外,文章还分析确定了非常规工作模式下热负荷水平允许上限,为载人航天器工作模式的确定提供了依据。研究结果有助于载人航天器大气环境控制系统的设计和流程改进。     

载人航天器组合体氧分压控制仿真分析

载人航天器组合体通常由多个具备不同功能的密封舱通过在轨组装形成,并由其中的单个密封舱利用舱间换气对组合体空气环境进行集中控制。文章建立了一种载人航天器组合体氧分压控制仿真分析模型,对五舱载人航天器组合体组装建造过程中各密封舱氧分压和空气总压变化趋势进行了分析。结果表明,受舱间换气量、密封舱数量、航天员驻留位置变化等因素的影响,组合体氧分压和空气总压变化趋势与单个密封舱情况存在显著差异。随着密封舱数量的增加,离氧分压主控舱输运距离越远的密封舱,氧分压的波动范围越窄,且所能达到的氧分压上限也越低;同时,组合体空气总压的波动范围也越窄。随着舱间换气量的增大,各密封舱氧分压的差异逐渐缩小,组合体的空气总压波动范围增大。五舱组合体的氧分压和空气总压变化范围及波动周期,明显小于与它总容积相同的单个密封舱,这种差异随着舱间换气量的增大而减小。文章的研究结果有助于载人航天器组合体环境控制系统的设计和优化。     

载人航天器密封系统漏率设计方法

载人航天器密封舱为航天员提供在轨生活、工作的环境,对密封舱及其环控生保系统、热控制系统、推进控制系统等中各管路的密封性能有严格要求。文章提出了一种漏率设计方法,建立了相应的漏率检测系统,并依据该方法制定了密封舱体和各管路的漏率设计和指标分配的流程。本流程可用作载人航天器舱体密封系统、管路密封系统的漏率设计,对保证载人航天器在轨安全可靠运行有重要参考价值。     

载人航天器密封舱噪声控制与试验

载人航天器密封舱为航天员工作和生活的场所,需对航天员工作区和睡眠区进行噪声控制。文章以某中期驻留载人航天器为例,对其密封舱内的主要噪声源进行识别,并从吸声、隔声、消声、减振4个方面针对主要噪声源进行噪声控制。根据航天器实际噪声源和控制措施,构建了噪声计算模型,通过仿真分析获取了舱体内声压级水平分布,并对舱内噪声分布进行实际测试。仿真结果和测试结果表明噪声控制方案满足指标要求,噪声源识别准确,控制措施有效。     

载人航天器密封舱内一氧化碳安全控制

载人航天器密封舱内由于火工品点火工作、非金属材料使用等原因将导致舱内一氧化碳的浓度升高,对航天员的生命安全带来较大威胁。文章分析了载人航天器密封舱内一氧化碳的产生来源,提出了非金属材料控制、火工品泄漏控制、净化通风等控制措施,并通过试验验证了措施的有效性,可供后续载人航天器舱内环境控制借鉴和参考。     

载人航天器密封舱内除湿研究

为保证航天员在轨生活健康,避免密封舱内结露,对载人航天器密封舱内空气除湿进行了理论研究:针对载人航天器地面封舱前干空气置换,建立了相对湿度估算模型;对航天器在轨采用冷凝干燥装置主动除湿进行了研究,建立了密封舱内空气湿度平衡方程,推导出冷凝干燥风机风量估算模型。相对湿度估算模型及风机风量估算模型可为实际工程设计提供参考。     

载人航天器密封舱内非金属材料控制

载人航天器非金属材料控制是保证航天员安全和航天器顺利完成飞行任务的重要因素。文章对非金属材料控制的主要要素进行了分析,制定了选用要求,提出了控制方法和措施,并对非金属材料阻燃、有害气体脱出及质量损失等性能进行了专项筛选试验及总体封舱检测,从而获得了载人航天器密封舱内非金属材料选用清单。     

载人航天器密封舱内结露的原因及对策

密封舱内结露威胁在轨航天员的安全和载人航天器的性能。文章探讨了载人航天器密封舱结露的产生原因,以及防止和减小结露的设计方法,可供类似的载人航天项目进行热控设计时参考。     

基于Modelica的载人航天器环热控系统建模仿真

为了给载人航天器乘员营造一个良好的生活工作环境,需要将众多空气环境参数控制在指标范围内。文章结合载人航天器专业知识,基于Modelica统一建模语言建立了一种载人航天器环热控系统仿真分析模型;利用该模型仿真分析了温湿度控制风机取不同转速时,载人航天器空气环境参数随乘员代谢水平的变化趋势。结果表明:在其他参数不变的情况下,温湿度控制风机转速越大,空气温度越低,相对湿度越高;乘员代谢水平变化对空气环境参数有显著影响,通过调节系统运行参数可将各空气参数有效控制在指标范围内。舱体温度与氧分压、二氧化碳分压、舱体相对湿度有密切关系且相互影响,不可单独分析。     

基于压力变送器及智能仪表的箱压自动控制技术

目前发动机地面试验过程中的泵入口压力控制主要是通过控制介质贮箱内压力来实现的.介绍了大型液体火箭发动机研制试验中介质贮箱压力自动控制的一种新方法,这种方法集试验过程信号采集、动态工艺参数显示、上下限设定值显示、报警显示输出及自动控制为一体,减小了手动调节箱压继电器的操作误差,使系统的可靠性得到了很大程度的提高.     

减压器启动冲击解决方案

为消除运载火箭上面级高压贮气增压系统启动过程中对减压器的冲击,提出在减压器前增设限流阀的简易方案。基于减压器启动冲击形成机理,给出了限流阀的设计和结构。结果表明：增加限流阀后,减压器入口压力建立时间推迟,出口压力降低,启动冲击被有效抑制,且稳态工作时限流阀的前后压力基本相同,减压器正常工作不受影响。     

具有衬里的纤维缠绕压力容器分析

给出了具有衬里的纤维缠绕压力容器纤维厚度的设计计算方法。当容器的结构一定时，给出了确定爆破压强的方法。     

航天器回收用静压高度控制器的研制

静压高度控制器是载人飞船启动回收着陆系统的关键部件,也是返回式卫星和其它航天器回收系统启动信号的一种方式,其经受恶劣环境,性能、要求高。静压高度控制器又分为膜盒式和硅压力式,文章主要论述了硅压力静压高度控制器在回收系统中的作用,主要介绍了它的工作原理和组成,研制中解决的电路、结构及可靠性方面的问题,并给出了试验结果和研制结论。     

航天器对流换热地面降压模拟的临界压力准则

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。
     

复合燃速调节剂对NEPE推进剂高压燃烧性能的影响

利用DSC-TG联用和燃速测试等方法,从降低CMDB推进剂和AP类复合推进剂压强指数的燃速调节剂中,筛选出了纳米PbO、QC、C及SEA、Fe2O3、Co3O4等燃速调节剂,并考察了这些燃速调节剂对NEPE推进剂燃烧性能的影响。通过分析两类燃速调节剂发挥作用的主要压强区间及其对推进剂燃速的影响趋势,对两类燃速调节剂进行了复配研究。试验结果表明,复合调节剂ZH-2(由纳米过渡金属氧化物、铅/铜盐等复配而成)使NEPE推进剂高压(10~25 MPa)燃速压强指数由0.78降低至0.62,而且在宽压强范围内消除了压强指数的拐点。     

潜入喷管背部容腔对点火初期压强振荡影响的数值研究

为深入了解点火初期药柱表面的压强振荡情况,采用计算流体力学软件FLUENT对固体火箭发动机喷管堵盖打开前的点火增压过程进行了轴对称数值计算,探讨了潜入喷管背部容腔对压强振荡的影响.计算结果表明,发动机头部和背部容腔内压强振荡最为剧烈,压强峰值和升压梯度峰值随容腔体积的增加而递减.结论可为药柱裂纹的扩展研究及固体火箭发动...     

多层多腔体高压气囊设计

高压气囊在航天领域有很广泛的应用。文中介绍了一种设计高压气囊的方法,用多层面弥补材料本身的不足,以多腔体实现冗余设计。文中对如何进行多腔体的设计、如何实现多层优化,作了详细的论述。     

基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示

为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在不同马赫教条件下的均方根脉动压力系数、声压级等.结果表明,基于RANS/NLAS方法,...     

基于快速响应PSP技术的跨声速脉动压力实验研究

利用快速响应压敏涂料(PSP)技术对弹箭类飞行器跨声速段的脉动压力特性开展风洞实验研究,获得了Ma=0.8～1.2范围内弹箭类飞行器全表面1.2s实验时间段内的脉动压力特性,较全面地研究了马赫数、攻角(舵偏角)对脉动压力分布特性的影响。实验结果表明,快速响应PSP技术的脉动压力测量结果与高精度脉动压力传感器结果较为吻合,均方根脉动压力系数的测量误差小于15%,精度要求满足工程设计使用,且快速响应PSP测量方式能够获得弹箭类飞行器全表面的脉动压力分布,有利于捕获压力峰值和辨识跨声速非定常流场结构,更好地指导脉动压力载荷设计,在弹箭类飞行器设计中有较高的工程应用价值。