新一代运载火箭增压输送系统交叉输送技术研究

介绍了液体运载火箭和航天飞行器推进剂交叉输送技术的概念。分析了贮箱间和管路间两种交叉输送系统的原理和工作特点，以及国外如美国第二代航天飞机、三级并联火箭飞行器、宇宙神运载火箭，以及欧空局阿里安4LP运载火箭采用的交叉输送技术。阐明了交叉输送连接器和交叉增压等关键技术。对所研制的蝶型活门进行的气动螺栓分离和气动分离，以及以水为介质的交叉输送系统小比例系统试验结果表明，两种分离方案均能实现可靠分离，系统工作正常。推进剂交叉输送技术可用于改善捆绑式运载火箭和航天飞机的布局和性能。     

基于气体注入法的高精度推进剂剩余量测量方法

在载人月球探测任务中,为准确预测携带大量推进剂航天器的质量特性和在轨寿命以便进行飞行任务规划和控制,需要精确测量低重力条件下航天器推进剂剩余质量。文章对基于气体注入法的航天器贮箱推进剂剩余量测量精度和关键影响因素进行了仿真研究,研究结果表明:随着航天器贮箱中推进剂剩余量的不断减少,气体注入法测量精度不断降低;测量实施过程中贮箱压力值变化幅度越大,测量精度越高;测量精度受测量系统温度传感器精度影响相对较小,受测量系统压力传感器精度影响较大,呈近似线性相关;基于气体注入法的高精度推进剂剩余量测量方法,可通过选用高精度压力传感器和增大测量实施过程中贮箱压力值变化幅度实现。     

发动机推进剂增压输送系统建模仿真技术综述

建模仿真是研究液体火箭发动机推进剂增压输送系统性能特性的有效手段,仿真可缩短研制周期,减少研制费用。总结了国内外液体火箭发动机推进剂增压输送系统的建模方法、数值求解技术的发展概况,并针对增压输送系统模块化的特点,介绍了航空航天领域主要流体仿真软件的功能及国内外利用商业建模仿真平台进行推进剂增压输送系统仿真研究的应用情况,为大推力液体火箭发动机增压输送系统工作特性仿真研究提供借鉴。     

防热层参数对金属隔膜翻转性能的影响

当金属隔膜贮箱的增压气体为高温燃气时,一般在金属隔膜靠近气腔一侧表面喷涂防热层,对内部的液体推进剂起到隔热作用.涂层的存在相应地增加了隔膜的厚度和刚度,对隔膜翻转会造成一定的影响,以往的研究都忽略了该因素.使用MSC.Marc软件采用大变形有限元法对带防热层金属隔膜的翻转过程进行仿真分析,研究了防热层的厚度、弹性模量等参数对贮箱隔膜翻转过程的影响,得到了防热层参数与翻转的临界载荷的关系.     

贮箱充填过程仿真和分析

应用AMESim系统建模和仿真软件并考虑管路摩擦和组件的热量传递因素,建立了贮箱充填过程仿真模型。计算了电爆阀打开后减压阀出口压力以及气瓶和贮箱压力变化曲线。仿真计算数据和试验结果基本一致。     

GE O卫星大型固面反射器背部高频箱热环境分析

地球静止轨道(GEO)卫星为了改善天线性能,将一些射频设备直接安装在天线反射器背部,为此需要在反射器背部设置一个高频箱。当反射器口径大且为固面时,高频箱所处的外部热环境非常恶劣,外热流成分复杂。文章分析了高频箱不同外热流成分的影响,包括直接入射太阳光和来自反射器背部的反射光与红外辐射,并通过仿真和理论分析研究了影响高频箱外热流的主要因素。仿真结果表明:来自反射器的红外辐射热流影响更大。为减小高频箱外热流,反射器背部多层隔热组件外表面膜的太阳吸收比应尽可能小且稳定,以减小高频箱温度波动。     

低温推进剂输送与预冷系统间歇泉不稳定性数值模拟研究

针对低温推进剂（液氧）输送与预冷系统间歇泉不稳定性进行了模拟与数值试验研究。分析与验证了连接液氧贮箱的底端封闭垂直管路的典型间歇泉不稳定过程,对经验Murphy曲线进行了检验。针对自然循环型的低温推进剂输送与预冷系统不稳定性及典型间歇泉的发生,进行了稳定域的计算与影响参数分析,研究了过冷度、输送管漏热、发动机进出口阻力、回路高度,以及回流管漏热（保温状况）对各域边界的影响。     

60t级液氧/甲烷发动机起动过程建模与仿真

为制定可靠的发动机起动程序,围绕60 t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究.介绍了60 t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台.根据仿真结果选取了箱压下点火起动方案,提出了设置甲烷涡轮燃气旁通以降低亚临界两相气阻风险的解决方案.试验结果表明,发动机主要性能参数的计算结果与试验数据一致性较好.     

空间在轨服务物理仿真系统有效性研究

研究典型在轨服务机器人气浮式物理仿真系统的有效性问题。针对在轨逼近和操作（抓取、移动和释放）这两种关键工作模式,从动力学原理和干扰下响应的一致性两个方面,系统分析了仿真数据的有效性。基于对误差模型的分析,研究仿真系统中干扰因素对仿真数据有效性的影响,给出物理仿真系统的可应用条件。将该结果应用到具体物理仿真系统中,可以对物理仿真试验起指导作用。     

泵压式多次起动发动机起动过程仿真研究

某型上面级液体火箭发动机采用可反复充填的起动箱作为起动系统,实现了泵压式发动机的多次起动,但相比火药起动器炮式起动方式,发动机起动过程更为复杂。为研究发动机起动过程工作特性,应用Modelica语言,基于MWorks平台建立了起动箱多次起动泵压式发动机动态特性仿真模型,对发动机起动过程进行了仿真研究,分析了起动箱压力、起动箱内推进剂消耗量、起动参数设置对起动过程的影响。结果表明:发动机每次起动推进剂消耗量远小于起动箱设计容积;起动过程参数变化呈现"挤压起动-再充填-稳态工作"三个平台变化的显著特征;发动机在较大起动箱压力范围内均能够保证正常起动。发动机热试车结果验证了发动机起动时序设置的合理性和起动箱参数设置对起动过程的影响。     

膏体推进剂模拟液直圆管流动特性

管道流动特性研究对膏体推进剂供给系统设计具有重要意义.根据非牛顿流体幂律模型,在无壁滑移条件下,分别建立了膏体推进剂模拟液直圆管流动的理论及数值计算模型,并通过丁羟管道流动试验验证了理论模型的准确性.研究得到了膏体推进剂模拟液在直圆管中流动的压降随管径及入口速度变化的情况,并分析了压降的影响因素和幂律指数对管内流速曲线的影响.结果表明,膏体推进剂模拟液在直圆管中压降随管径增大而减小,随入口速度增大而增大.     

滑行段低温推进剂流动及换热特性对气枕压力的影响研究

运载火箭在飞行过程中需要进行姿态调整以满足入轨要求,贮箱内推进剂在外界干扰力的作用下将发生晃动,由此引入了诸如气液接触面积、蒸发、冷凝过程及推进剂流动变化等不确定影响因素。实际飞行过程尤其是进入滑行段的初始推进剂晃动对贮箱内气枕压力及推进剂流动行为具有重要影响。在调研国内外运载火箭末级飞行过程中低温贮箱压力及推进剂流动特性的基础上,建立仿真模型,采用流体体积函数方法(VOF)分析滑行段推进剂流动特性变化对贮箱气枕压力的影响。     

推进剂供应系统增压过程仿真

在大型液体火箭推进系统中,推进剂供应系统对贮箱压力有着严格的要求,增压系统作为可靠性环节的关键系统,工作过程复杂,需要进行仿真分析和试验验证,以改进设计。应用系统仿真技术,对某推进剂供应系统的增压过程进行了仿真,仿真结果与试验情况基本吻合。仿真结果表明缓冲阀可以有效地抑制增压过程压力振荡。此外,系统增压时间不能低于17s。     

低温液体火箭发动机自然循环预冷研究

液体火箭发动机自然循环预冷涉及复杂的流型转换及传热过程,并且受到很多因素的影响。采用一维均相平衡态流体数学模型,通过离散化方法分析了稳态时预冷管路中流体各参数的分布,研究了回流口位置、气枕压力及液体过冷度对液体发动机预冷性能的影响规律。计算结果表明,回流位置位于下封头以上4～6 m范围内为相对最佳,增大气枕压力和液体过冷度均对发动机预冷效果具有抑制作用。     

跨大气层和空间区域飞行器的液体推进剂管理

根据大气层飞行环境与机动飞行特点,以及空间飞行环境与液体推进剂特点,分析了跨大气层和空间区域飞行器的保证重力场和失重状态下均无夹气液体输送、控制液体推进剂质心位移、剩余推进剂空间排放和重复使用等液体推进剂管理技术要求。阐述了相应的关键技术,如包括无夹气输送、液体质心位移控制、失重状态下的流体动力、参数确定和结构设计等管理模式确定,以及包括模型参数确定、模型、状态模拟和验证等的管理模式试验。     

热力学排气系统对液氮贮箱控压特性的影响分析

为研究热力学排气系统(TVS)对低温推进剂贮箱控压特性的影响,搭建了液氮热力学排气技术控压试验平台,开展了混合模式和并行模式下的低温贮箱控压试验,研究了不同控压区间气枕压力及液相温度的变化规律,对并行模式过程中节流特性以及节流制冷量的输入对液相温度变化的影响进行了分析。试验结果表明,在混合模式中由于外部漏热和气枕压力的影响,液相温度呈波浪式上升趋势;在并行模式中,在节流制冷量输入和外部漏热的共同作用下,液相温度停止上升转而下降;在两种模式运行中,液相温度在较高的控压区间比较低的区间变化率大;理论模型能够较好反映试验测试结果,模拟分析得到的液相温度变化率与试验结果基本一致。     

凝胶试验特性数据分析

针对凝胶推进剂压力损失的计算方法与常规推进剂存在很大差异,结合对非牛顿流体的理论分析,得出了凝胶推进剂在管路中的流动特性主要取决于其自身。对凝胶N2O4及凝胶UDMH液流试验的压力-流量数据,分别采用指数方程、多项式方程和直线方程三种方法进行曲线拟和、对比分析,反映了凝胶推进剂的非牛顿流体特性,对系统组建提出了一些建议,明确了凝胶试验系统试前应采用真实介质进行冷调,并为系统调试数据提供了可行的拟合方法。     

液氧贮箱增压过程研究

采用数值模拟方法对液氧贮箱增压过程进行研究.贮箱内流场采用流体体积函数（VOF）多相流模型考虑,选择标准双方程k-ε湍流模型分析湍流效应,气液两项之间的热量、质量转移通过自定义程序（UDF）求解.获得了贮箱压力、排液流量、气垫温度、液氧温度对贮箱内流场温度分布的影响.计算结果表明,在稳定增压过程中,贮箱液面无扰动,贮箱内温度分层分布;各参数变化时,对贮箱内温度分布的影响主要是温度梯度的变化,并且各工况下液面附近和扩散器附近温度梯度基本相同.     

摇摆软管低温疲劳试验关键技术研究

为有效考核液体火箭发动机的工作可靠性,需要通过地面试验验证摇摆软管低温疲劳特性。摇摆软管低温疲劳试验系统承担试验时涉及的摇摆环境模拟、低温压力环境模拟、轴压平衡等关键技术。摇摆驱动分系统利用水平放置的2个液压伺服油缸作为驱动单元驱动十字轴带动摇摆软管摆动,模拟摇摆软管的安装边界及摇摆工况。低温压力供应分系统向摇摆软管内腔输送一定压力的液氮,模拟摇摆软管低温以及内压环境。内压平衡子系统通过设置在摇摆软管内的轴压平衡装置平衡内腔压力产生的轴向载荷,避免在内腔压力作用下伸长。某型氧化剂摇摆软管低温疲劳试验结果表明:摇摆软管低温疲劳试验系统能够实现摇摆软管双向摇摆和单向摇摆等疲劳试验工况,试验环境和边界条件与摇摆软管实际工作状态基本一致,试验参数满足要求。     

无喷管助推器非定常动边界内流场数值模拟

无喷管助推器依靠药柱的扩张面实现对气流的加速,燃面的线性增加及喉面的指数增加,使其内流场呈现明显的非定常性;侵蚀燃烧、压强的不均匀分布及药柱变形,使无喷管助推器的工作过程十分复杂。通过对FLUENT软件进行二次开发,建立了无喷管助推器的非定常动边界内流场数值模型,考虑了推进剂的点火过程和侵蚀燃烧,可获得各个时刻的燃面位置及内流场分布,从而可对发动机的内弹道性能进行较准确地预示。通过对某无喷管助推器的工作过程进行模拟,内弹道计算曲线与试验曲线吻合得较好。