超大直径贮箱轻质防晃结构连接方案设计

正防晃结构是运载火箭贮箱的重要组成部分,对提高推进剂晃动阻尼、降低推进剂晃动质量和晃动振幅起到了至关重要的作用。在重型运载火箭超大直径推进剂贮箱结构设计、制造及验证技术研究中,同时需开展贮箱箱内附件——轻质化防晃结构研究。工程上,最常用的液体晃动抑制方法是在贮箱内安装     

基于SPH方法的圆柱形贮箱液体晃动研究

在飞行器燃油供给方式的选择和飞行姿态控制调整中,必须充分考虑贮箱内燃油的晃动情况及其对贮箱冲击力的影响。然而液体晃动问题的高度非线性使得其研究极具挑战性。采用光滑质点流体动力学方法对圆柱形贮箱内液体的晃动进行建模仿真,将晃动液体的控制微分方程组离散到一系列流体粒子上,从而将不同物理量函数的连续积分转换成支持域内粒子的离散化求和形式,通过求解线性方程组得到数值解。在固壁边界上布置一组虚粒子,以对内部粒子产生排斥力来模拟固壁边界条件,同时采用狄利克雷边界条件方法模拟自由液面,实现对自由液面的追踪。将仿真的液面变化与试验结果作了对比,吻合较好。得到了贮箱壁面上不同监测点的压强变化以及贮箱与液体之间的相互作用力,并说明了结果的准确性。数值计算方法对液体晃动问题的研究提供一定参考价值。     

飞行器用液氢贮箱低温推进剂晃动热力学响应分析

研究飞行器低温推进剂贮箱内流体晃动的热力耦合特性,采用计算流体力学(CFD)技术仿真不同工况对液氢贮箱内低温推进剂晃动热力学的影响。考虑外部环境漏热和气液界面相变对贮箱气枕压力的影响,并通过用户自定义函数(UDF)将外部晃动激励施加于罐壁作为动量边界,利用VOF法捕捉气液相界面波动。结果表明：晃动激励越大,气枕空间压降越大,晃动激励为0 m/s、0.11 m/s、0.22 m/s、0.44 m/s时的气枕最大压降分别是2 Pa、120.3 Pa、6084.5 Pa、9158.3 Pa;气枕压降随初始液体温度的降低而增大,初始液体温度为20.0 K、21.0 K、21.5 K时的气枕压降时为6079 Pa、5248 Pa、3902 Pa;初始充满率越高,气枕压降越大,充满率为30%、40%、50%、60%、70%时气枕压降分别是1905 Pa、3758 Pa、6085 Pa、6476 Pa、8339 Pa。流体晃动扰动了液氢贮箱内气液界面处的热力学平衡,导致气枕压力大幅降低,为保证飞行器的稳定运行需采取合理的增压或防晃措施来维持贮箱气枕压力。     

低温推进剂贮箱压力变化的CFD仿真

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.      

基于AMESim的隔舱式贮箱推进剂管理仿真研究

通过多学科动力学建模方法研究,利用AMESim建立了隔舱式贮箱推进剂输送系统机械、液流与控制动力学模型,并对不同工况下推进剂输送系统动态特性进行数值仿真,获得了隔舱式贮箱推进剂动态变化、各个隔舱 的推进剂消耗率及质心位移等结果.仿真结果显示隔舱总体布局与初始容积分配、隔舱连通结构、飞行轨迹等均对隔舱式贮箱推进剂动态变化产生影响,所建立的模型可应用于隔舱式贮箱总体及结构设计.      

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。     

航天器贮箱出流过程液体晃动及防晃

针对某航天器贮箱,利用VOF(流体体积)方法对贮箱出流过程中液体晃动及防晃效果进行研究,模拟一定简谐加速度激励下,贮箱出流对液体晃动的影响,并对贮箱增设水平环形防晃板,研究了出流过程中不同宽度、不同分布的防晃板的防晃效果。通过与实验结果对比,验证了VOF方法在计算液体晃动的可靠性。随着出流过程中贮箱充液率减小,液体重心波动幅度明显增加,晃动更为剧烈。当对贮箱增设防晃板时,防晃板能显著抑制出流过程中液体的重心波动。通过对比四种不同宽度的防晃板,得出当防晃板宽度与贮箱直径之比为0.1时,其防晃效果较优且受力最小;对比三种不同分布的防晃板,发现设置五层均布在圆柱段的防晃板时防晃效果最好。     

微重力条件下卫星贮箱中的推进剂管理问题

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.     

低温推进剂双管输送系统循环预冷实验研究

为了抑制火箭发动机中低温推进剂输送管路中产生的间歇泉现象,采用液氮为工质,进行了低温推进剂双管输送循环预冷模拟实验研究。研究了输送管壁不同绝热条件、贮箱增压及气体引射对自然循环预冷过程的影响。通过实验获得了循环管路的循环压差及管路温度分布。结果表明:管壁绝热条件相差越大,循环压差越大;贮箱压力增大,循环压差降低;气体引射的作用不大;双管输送循环预冷系统中的低温流体形成了自然循环,可以有效抑止低温推进剂输送管路中的间歇泉现象产生。     

基于不同相变模型的微重力液氢贮箱内压力与温度分布仿真预示

受空间热流的作用,相变是低温推进剂在轨压力控制中需要被考虑到的影响因素。为研究液氢贮箱内的流体行为特性,建立了低温流体CFD仿真模型,对于相变过程,基于不同的相变传质理论,建立了四种相变仿真模型。根据NASA开展的AS-203液氢贮箱压力上升试验数据,对封闭贮箱内压力上升和温度分布开展仿真预示,分析了不同相变仿真模型对压力上升和温度分布预示的结果。结果表明,相变模型1和相变模型3得到的压力上升速率和温度场结果与试验结果趋势较为一致。受到算法和适用性的影响,相变模型2和相变模型4对AS-203液氢贮箱的温度预示偏差较大,相变模型4对压力上升的预示偏差较大。     

喷注器出口附近液膜运动及破碎过程的理论分析

研究锥形液膜在受限空间内的运动,该液膜由离心式喷嘴产生,并受到高速环形气流的冲击。根据空气动力学理论,建立了用于分析液膜运动规律的理论模型,提出了运动液膜的破碎准则和运动液膜破碎后形成的液滴平均直径的计算公式,计算结果可作为喷注器设计的参考依据。     

空天机复合循环推进技术新概念研究——液化空气循环在其中的应用

研究了空天机复合循环推进技术中的一个新概念——以液化空气循环为基础的SERJ组合发动机性能。计算了空气液化后分离为液氧和液氮后组合发动机在不同高度、不同飞行马赫数下的性能曲线,并考虑了液化空气量对组合发动机性能的影响。对计算结果的分析表明,液化空气循环虽然使组合发动机推力下降,但能使比冲有较大幅度的上升;液化空气量过大与过小均不利于进一步提高比冲性能,而是存在一个最佳值。     

液体射流撞击液膜振荡行为的实验研究

液体射流撞击过程是液体火箭发动机常见的高效雾化方式。为了进一步探究液体射流撞击雾化过程,采用高速摄像仪和图像处理技术对两股液体射流撞击液膜的振荡行为进行了实验研究,考察了射流韦伯数(21≤We≤1356)和撞击角(2θ=60°,90°,120°)对液膜振荡的影响。结果表明,随着射流韦伯数增大(We250),撞击液膜会从竖直稳定模式转变为振荡模式,促进液膜破裂和雾化。增大撞击角能加剧液膜振荡和增加雾化角。2θ=60°和90°的液膜振荡区间为250We400,2θ=120°的液膜振荡区间为We250,无量纲振幅的时均极大值约为5。结果揭示了随着液体射流速度的增大,射流不稳定性的发展会引起撞击点的动量不平衡,进而形成液膜振荡。此外,液膜向下传播时与空气界面间的Kelvin-Helmholtz不稳定性也促进液膜振荡。     

液氧烃类发动机循环系统比较

本文通过理论计算得出两种循环的液氧/烃类发动机参数和性能,计算了混合比、涡轮进口温度、泵效率等参数对发动机性能的影响。利用涡轮功率平衡方程推导出发生器循环的涡轮流量与总流量比和燃烧室压力的关系;分级燃烧循环的燃料泵出口压力与燃烧室压力的关系。最后分析了两种循环的适应范围。     

液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型及计算机模拟

本文提出了一个通用的液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型.模型采用多流管压力耦合方法,并考虑了推进剂液滴剥离、高压超临界燃烧和液膜冷却等对发动机燃烧过程的影响.利用本模型对液氧/丙烷发动机燃烧过程的计算模拟表明:本模型为液氧/烃发动机燃烧过程的模拟和性能预估提供了一个有效的理论工具.     

高背压等离子点火器及其液体燃料点火特性实验研究

航天应用的液体火箭发动机及燃烧型加热器燃烧室室压高、燃料流量大、温度低、有重复启动需求,实现安全可靠点火的难度较大.针对这些需求,研究了一种采用高背压设计的电弧等离子体点火器.实验研究了Ar,N2气体工质在高进气压力下的伏安特性,发现N2在宽压力范围内适用于点火.发射光谱分析表明,在高达数MPa的进气压力下,Ar,N2...     

喷雾特性对液体火箭发动机燃烧稳定性的影响

用数值方法研究了一甲基肼／四氧化二氮自燃推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）喷雾液滴直径对火箭发动机燃烧稳定性的影响。从喷雾特性对蒸发速率的影响规律出发,发展了喷雾液滴大小影响蒸发速率的物理模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程,由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞分析了燃烧不稳定性,应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型,得到了对燃烧振荡的敏感分析,并给出了燃烧稳定性的极限图。     

壁面边界对撞击合成动量角的影响研究

为了研究动量比对针栓式喷注器撞击雾化合成动量角的影响规律,基于三相的与水平集耦合流体容积法(CLSVOF)对贴壁液膜/自由液膜撞击的合成动量角进行了数值模拟,并与自由液膜/自由液膜撞击的合成动量角进行了对比,结合试验结果及理论预估结果详细考察了有无壁面条件下合成动量角与动量比的关系,深入分析了造成两者之间差异的根源,揭示了壁面边界对合成动量角产生影响的作用机制。结果表明:CLSVOF方法计算的合成动量角与试验结果一致,最大相对误差约为10%,大多数工况点的相对误差小于5%;有壁面边界的贴壁液膜/自由液膜撞击合成动量角显著大于无壁面边界的自由液膜/自由液膜撞击的;仅一路流体贴壁的撞击合成动量角与常用的入口动量比理论预测值最大相差20°以上,而两路均无贴壁或者均贴壁的撞击合成动量角与理论预测值吻合很好。这一显著差异的根源在于两者撞击形成的高压区分布显著不同。壁面的存在使得撞击点附近形成的高压区对两路流体作用不对称,有壁面边界时壁面承受高压迫使其对贴壁流体有强的作用力,导致垂直于壁面方向动量不守恒,根据入口动量比预测的理论不再适用。     

液氧／煤油燃气发生器的试验研究

介绍了液氧／煤油为工质的燃气发生器试验研究方法和结果，着重讨论了发生器在低混合比条件下点火，起动方案和性能参数。     

基于SPH方法的射流撞击仿真

为了研究液体推进剂的撞击雾化问题,采取光滑粒子流体动力学方法 (SPH)进行了射流撞击形成液膜过程的数值模拟。修正了基于连续表面力模型的表面张力算法,推导了考虑粘性与表面张力作用的SPH形式的控制方程,对撞击雾化模型进行了合理简化,采用水作为推进剂模拟液。得到了不同撞击速度、角度下的液膜图像及液膜的形成过程图像。证明了SPH方法适于解决存在自由表面及大变形的射流撞击问题。