N_2O单组元微推进系统贮箱自增压特性

建立了氧化亚氮(N₂O)贮箱自增压地面试验系统,针对亚牛级氧化亚氮单组元微推进系统的推进剂自增压供给过程开展了初步测试试验.基于三区域集总参数物理模型建立了氧化亚氮单组元微推进系统贮箱自增压数学模型,针对相同试验条件下的贮箱自增压过程开展了数值模拟,模拟结果与试验数据吻合较好,验证了仿真模型的准确性.仿真及试验结果均表明,为了确保推力器工作全过程中推进剂供应稳定,在亚牛级氧化亚氮单组元微推进系统的自增压过程中需要对氧化亚氮贮箱进行热量补偿来保证贮箱压力的稳定性,而贮箱压力下降速度分别随着贮箱初始充填率的减少、贮箱容积的减小及氧化亚氮质量流率的增加而增大.     

微重力环境下大叶片板式贮箱内流体行为的数值仿真与试验验证

大叶片板式贮箱是当前最为先进的一种新型贮箱,大叶片板式结构是该贮箱推进剂管理的核心部件.对微重力条件下大叶片板式贮箱内流体行为进行了数值仿真和微重力试验验证.采用液体体积分数法(VOF,volume of fluid)两相流动模型数值模拟板式贮箱内流体流动特性,得到了流体分布规律.搭建了大叶片板式贮箱缩比模型试验系统,对板式贮箱内流体行为进行微重力落塔试验,得到微重力环境下流体特性.数值仿真和试验结果表明,大叶片板式贮箱在微重力环境下管理流体性能良好,大叶片板式结构为空间流体(包括低温流体)管理提供一种良好的途径.同时本文仿真和试验为国内板式贮箱设计提供了必要的支撑数据.     

空间站在轨维修操作复杂度评价及试验验证

在轨维修是维持空间站在太空特殊环境安全运行的必要手段,太空特殊环境和空间站结构特点决定了空间站在轨维修任务的复杂度。在轨维修操作复杂度关系到空间站维修方案的优化、维修计划的制定、货运飞船的安排、航天员培训和空间站可维修性设计。然而,针对空间站在轨维修操作复杂度的评价研究较少。因此,提出了空间站在轨维修操作复杂度的概念,考虑了维修固有复杂度和外部影响因子2个方面,基于信息熵理论建立了复杂度评估模型。固有复杂度包括维修操作逻辑、维修动作规模、维修人机界面和维修操作知识,并借助信息熵完成以上4个方面的量化;外部影响因子包括操作空间、有无维修工具、时间压力、视觉遮挡和航天服影响,并利用分级打分制予以量化。为验证模型的有效性,基于地面模拟舱开展了12类产品维修验证试验,采集了受试者的维修动作及时间。实验数据分析表明,提出的模型能够较好地预测产品的维修耗时（相关系数为0.82）,并能较为合理地对空间站在轨维修操作复杂度进行量化分级。为在轨维修的开展、维修方案的评价、航天员乘组训练与安排和空间站设计更改提供方法指导。      

大容量推进剂贮箱液体晃动性能试验

对某种内带推进剂管理装置（PMD）的大容量推进剂贮箱内液体晃动性能进行试验.开展不同充液比工况下空壳贮箱液体晃动试验,分析比较晃动试验结果与采用等效动力学模型的液体晃动理论计算结果,两者结果一致吻合,试验系统可靠性和理论模型的正确性得到良好验证.然后开展了不同充液比工况下内带PMD贮箱液体晃动试验,试验结果表明贮箱内液体晃动性能受内部PMD结构影响明显.该试验研究结果为运载火箭和卫星的姿态和轨道控制系统的设计优化提供重要参考和数据支撑.     

液体火箭贮箱增压计算公式的分析

<正>一、问题的提出火箭推进剂贮箱增压系统是液体火箭上不可缺少的一个系统,增压系统保证的推进剂贮箱压力值直接关系到液体发动机工作的成败,攸关重要。然而要在地面靠模拟试验确定贮箱压力值,不仅耗资太大,并且边界条件复杂,模拟困难。因此,增压压力的理论计算就显得十分重要了。增压系统理论计算的要点是根据能量守恒原理及气体状态方程式,对进入贮箱的能量与输出的能量进行平衡,从而计算出推进剂贮箱内的增压气体压力Px。以往的增压计算,其基本公式均采用传统的方程式:     

哈勃望远镜的发射经过

4月10日,准备发射哈勃空间望远镜的“发现”号航天飞机在升空前4分钟时,一号辅助动力装置(APU)突然出现故障,使发射被迫推迟2周。航天飞机共有3个APU,主要用于控制主发动机的位置,操纵起落架。1号APU的故障是液体分配阀门无法关闭,使许多肼燃料流入到装置中。 4月14月,美国航宇局更换了1号APU,经试验表明,其功能正常。 4月24日,就在“发现”号航天飞机将要发射,计算机在倒计数还剩下31秒时又停了下来。原因是控制外贮箱液氧的阀门没关上,它是由一套新的计算机软件引起的。地     

一种航天器用先导级电磁阀的新型结构设计

提出了一种新型两位三通结构的先导级电磁阀设计方案,由2组永磁体和3组控制线圈构造3条永磁锁位磁路和2条电磁偏置磁路,不仅实现了阀门的小型化结构和无功耗位置保持,而且提高了阀门的密封可靠性.这种阀门可以作为大推力发动机推进剂主阀的先导级控制阀,能够满足在轨长期应用的需求.通过电磁场有限元分析和产品样机试验的方法,对设计方案的可行性进行验证,验证结果表明新型先导级电磁阀的各项性能指标均达到设计目标.     

一种航天器用先导级电磁阀的新型结构设计

提出了一种新型两位三通结构的先导级电磁阀设计方案,由2组永磁体和3组控制线圈构造3条永磁锁位磁路和2条电磁偏置磁路,不仅实现了阀门的小型化结构和无功耗位置保持,而且提高了阀门的密封可靠性.这种阀门可以作为大推力发动机推进剂主阀的先导级控制阀,能够满足在轨长期应用的需求.通过电磁场有限元分析和产品样机试验的方法,对设计方案的可行性进行验证,验证结果表明新型先导级电磁阀的各项性能指标均达到设计目标.     

随机振动条件火箭贮箱增压系统工作过程仿真

为研究随机振动对贮箱增压系统动态特性和稳定性的影响,引入管路元件壳体坐标实现外激振动的加载,以谐波叠加法模拟飞行环境的随机振动过程,对管路和管路元件分别建立拉格朗日坐标下的一维流动方程和常微分方程组以模拟增压系统动态工作过程,对某贮箱增压系统有/无外界激励振动条件下的工作过程进行了全程计算.计算结果表明:振动环境下减压器、稳压器等运动元件的瞬时流量变化在增压系统中产生压力波动,某些情况下,会导致减压器等出现具有一个主要频率的振荡过程,影响减压器工作稳定性;振动过程中贮箱气枕压力基本不受影响.无振动条件下的计算结果与试验数据基本吻合.提出的模型和方法在贮箱增压系统工作过程仿真中显示了较好的有效性.     

空间活动大事记(1979.7—8)

七月 2日航天飞机主发动机的静态试验,在燃烧了20秒钟后停止了。按计划应该燃烧520秒。失败的原因是因为一台主发动机上的燃料阀门坏了。固定阀门盖的螺栓共21个,试验时,其中的7个都坏了,从而释放出了不少的高压氢,结果把试验台也给毁了。除阀门外,三台主发动机基本上完好。但修理试验台可能要把下次的点火试验推延到九月中旬。坏了的那个阀门共用过55次,累计试验时间达8000多秒钟。     

贮运箱监测仪表在线综合检测装置设计

针对贮运箱监测仪表损坏、失效率较高的实际,结合贮运箱环境保障模式和监测仪表检定、校准,提出了维护过程中对贮运箱监测仪表进行检测的方法,设计了基于微处理系统的多参数综合性检测设备,采用模拟与数字传感器双路反馈控制策略及比例对阀门执行机构,设计了高精度标准气压产生与控制执行系统及适配器单元,实现了检测过程中贮运箱压力的精确控制和贮运箱压力传感器全量程检测,同时,设计了高精度温度和湿度测量单元,实现了贮运箱温度、湿度传感器的单点检测和泄漏率精确测量,提高了贮运箱检测效率,对装备完好率提升具有重要意义。     

飞行器射前瞄准误差概率分析与控制

通过对飞行器瞄准系统数据进行分析，确定了瞄准结果对正态分布的符合性；为使试验结果更具说服力，量化研究了试验次数与统计数据可信度的关系；通过对瞄准与瞄准校准系统的数学特性进行分析，提出了基于概率对瞄准结果进行判别的方法。     

运载火箭贮箱排气管路中波纹管力学环境地面模拟验证分析

运载火箭贮箱排气管的主要功能是为了满足增压输送系统在测试阶段的贮箱放气和在发射准备阶段的贮箱排气需求。排气管被破坏可能导致贮箱内的推进剂在封闭环境内聚集,在严重情况下会导致火箭爆炸。利用某运载型号在加注后出现了排气管波纹管破裂的故障现象,通过构建受力模型、进行仿真分析,验证了多因素变形对排气管破裂所产生的影响。仿真分析结果显示,在极限变形情况下,波纹管组件经受交变载荷,产生疲劳,发生破裂。最后,经过1：1地面模拟试验,验证了仿真分析的有效性,同时也为排气管在火箭飞行过程中受力的后续分析提供了技术支撑。     

一种板式推进剂管理装置（PMD）性能的数值仿真

板式推进剂管理装置（PMD）是板式表面张力贮箱最重要的部件之一．为分析板式PMD管理推进剂能力,以某板式贮箱为研究对象,采用三维非定常流体（VOF）体积函数的两相流模型,对不同填充比时板式PMD的推进剂管理性能进行数值仿真,得到微重力下推进剂在PMD上及贮箱内部的分布情况,仿真结果与国外空间搭载试验结果比较吻合,数值仿真结果为板式贮箱的性能提供验证依据     

一种液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩量化控制方法

针对液体火箭发动机试验台工艺装配可靠性提升的需求,提出一种螺纹拧紧力矩量化控制方法。利用非试验和试验环境的力矩值统计与分析,确定液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩值区间;通过拧紧力矩强度理论计算,验证力矩值区间的合理性;结合试验台螺纹空间位置的具体特点,确定适用不同空间位置的力矩量化控制方法和流程,并在试验中进行了应用。应用结果表明,本文提出的方法可有效提高发动机试验工艺的可靠性。     

一种液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩量化控制方法

针对液体火箭发动机试验台工艺装配可靠性提升的需求,提出一种螺纹拧紧力矩量化控制方法。利用非试验和试验环境的力矩值统计与分析,确定液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩值区间;通过拧紧力矩强度理论计算,验证力矩值区间的合理性;结合试验台螺纹空间位置的具体特点,确定适用不同空间位置的力矩量化控制方法和流程,并在试验中进行了应用。应用结果表明,本文提出的方法可有效提高发动机试验工艺的可靠性。     

发射场卫星试验鉴定流程控制网模型及分析

发射场卫星试验鉴定流程控制联合考虑试验鉴定过程模型和试验科目，实现对试验鉴定的流程控制。目前发射场卫星技术流程以文字和图片描述，在节点状态和约束迁移方面存在量化问题，无法构建形式化模型以嵌入自动化试验鉴定评估系统。以网模型为基础，构造发射场卫星试验鉴定流程控制网模型，并提出配套结构分析和性能分析方法，实现量化的可达性、作业不确定性和资源竞争性等分析内容，支持并行多星多任务的评估分析，从而支撑发射场卫星试验鉴定流程管理中试验鉴定方案设计及卫星流程模型优化设计等工作。     

“星船”SN3在加压试验中被毁

正4月3日,太空探索技术公司"星船"下一代运载器的一枚原型试验箭在该公司位于南得克萨斯的设施做贮箱加压试验时被毁。试验在该公司得州博卡奇卡试验场的一座试验台上进行,内容是往贮箱内充注液氮。但圆筒形的试验箭似乎在中部出现垮塌,致使箭体上部翻     

侧向微重力环境下板式表面张力贮箱内推进剂晃动行为分析

侧向微重力是航天器在轨飞行时在东西位置保持和南北位置保持状态时所处的加速度环境.由于航天器贮箱内推进剂在侧向加速度环境下的重定位过程易产生晃动,因此侧向加速度环境对贮箱内推进剂管理装置(PMD)的管理能力的要求更高.为确保板式贮箱对推进剂的在轨管理能力,需要开展一系列的数值仿真与试验对PMD的管理能力进行验证.本文以板...