高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术

综合高燃压中型运载火箭高密度发射燃气流地面排导需求及烧蚀风险分析,提出基于地面双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术方案。利用火箭发射燃气动力学研究总结的燃气流膨胀特性以及导流型面设计方法,解决了地面低高度排导技术涉及的地面导流装置导流型面气动设计以及尺度控制两个关键问题。地面低高度排导技术方案设计与燃气流场瞬态仿真多轮叠代,实现了燃气流排导烧蚀范围合理控制,避免了燃气流低高度排导烧蚀反溅影响箭体。地面低高度排导技术采用专利支撑的喷水冷却防护方案实现高燃压中型运载火箭发射燃气流强烧蚀环境发射系统、发射设施综合防护。基于喷流缩比试验相似性控制方法研制了1∶10比例喷流缩比试验系统,通过喷流缩比试验验证确认高燃压中型运载火箭发射燃气流能够实现地面低高度安全、顺畅排导,同时与发射台、导流装置结构融合的阵列喷水方案能够行之有效解决高燃压中型运载火箭地面低高度排导强烧蚀难题。     

自由分子流微电热推力器工作特性和性能研究

微推进地面试验系统由推进剂贮存供应控制单元、电源供应控制单元、虚拟仪器测控单元和推力器等组成。通过FMMFL的设计加工和地面试验系统建设,在大气状态下,对FMMR的工作特性和性能进行研究,并与理论分析和数值模拟计算结果进行了对比分析。研究结果表明,在大气状态下,基于MEMS的薄膜温度传感器和薄膜加热器工作稳定;当输入功率为14．6W,工作压强为100Pa时,推力器工作温度为600K。推进剂工质为N2时,质量流量为3．720mg／s,比冲为54．254s,推力为1．979mN;推进剂工质为H2O时,质量流量为2．976mg／s,比冲为68．163s,推力为2．000mN。FMMR的各项性能参数与理论分析结果一致。通过优化设计和系统集成,FMMR的性能将得到进一步提高。     

卫星与地面测控系统协调设计研究

卫星运行需要地面测控系统的支持.通过对某些卫星运行与地面测控系统支持方面的实际分析,总结其设计研制和协调中不足,研究卫星系统与地面测控系统的协调设计,并提出相应建议,为我国的卫星发展作一些借鉴.     

跨声速涡轮叶栅激波损失控制方法

为了降低高负荷跨声速高压涡轮激波损失,发展了针对性的涡轮叶栅激波控制方法。针对吸力侧激波,提出可控膨胀设计概念,结合基于曲率的叶型设计方法,通过调整吸力面曲率分布以控制气流膨胀力度,减小了尾缘激波前马赫数,有效减弱了吸力侧激波强度和叶栅出口压力不均匀程度。针对压力侧激波,发展了消波设计方法,在吸力面的激波作用区域设计一鼓包型线,利用鼓包迎风面压缩波的预增压作用和外凸面膨胀波的消波作用,有效抑制了激波/边界层相互干扰,显著削弱了反射激波强度。可控膨胀设计和消波设计对叶栅尾缘两道激波的控制作用相互独立,可单独采用,当两种方法相结合时,吸力侧激波强度降低了29.66%,叶栅出口压力不均匀程度减小了29.28%,总压损失系数减小了12.11%。      

粉末推进剂流化过程及高压流化机制分析

为深入探究粉末发动机推进剂供给装置内的粉末流化特性,通过搭建粉末高压流化过程的可视化实验系统,开展了0.3～5MPa压强条件下粉末流化过程和流化特征研究,并结合压强信号的均方差分析结果以及颗粒起动的各类学说,详细分析了粉末流化模式以及高压流化机制。结果表明:随压强升高,粉末表现出不同的流化模式,其中在低压(1.5MPa)流化模式时,其流化压强均方差最小,粉末为局部波动状态;过渡阶段流化模式时,其流化压强均方差最大,不稳定气固分界面形成;而高压(2.3MPa)流化模式时,在活塞与流化进气的双重作用下,储箱内可形成稳定的气固分界面,为粉末推进剂的稳定输送提供了有力证明;粉末的高压流化机制为颗粒斜面飞升与湍流共同作用的结果。     

热容法测量推进剂剩余量的地面试验

摘要： 热容法作为一种新的推进剂剩余量测量方法,由于具有实施方便、测量精度高等优点,适用于卫星在轨寿命末期的推进剂测量.为了验证热容法的可行性,考察热容法的测量精度,并对星上热容法方案给出实施建议,对某贮箱进行了热容法试验验证研究.在不同加热工况下,对不同试液装填量进行试验,采集不同测温点的热响应数据,通过对试验数据的分析,得出了热容法的测量精度,验证了热容法的可行性,并且提出了具体的实施建议,为热容法的后续在轨应用提供参考.     

翼型波浪水面巡航地面效应数值模拟

数值求解非定常不可压缩流动的雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程和标准k-ε湍流模型,用VOR(Volume Of Fluid)方法模拟波浪水面,模拟了NACA2410翼型在波浪水面上方飞行的流场.研究了余弦波浪水面的生成方法,选取合适的计算网格和时间步长,避免了在生成规则余弦波浪水面时由于数值耗散使波面形状衰减.比较了固壁波浪与水面波浪计算结果的差异,发现固壁波浪的结果更接近余弦曲线分布.研究了波浪等级对翼型气动性能的影响,分析计算结果发现:在规则的余弦水面波浪上方飞行,翼型气动力呈现周期性,给出了一个周期内气动力的变化过程,以及波长和波幅对气动力平均值和波动幅度的影响规律.      

空间碎片撞击气瓶穿孔孔径预测公式研究

星上压力容器中储存有高压气体或液体,在受到空间碎片和微流星体超高速撞击时可能发生灾难性事故。文章采用均匀实验设计方法对星上常用高压气瓶的超高速撞击仿真方案进行了试验设计,并通过LS-DYNA仿真软件对其进行了超高速撞击数值仿真,获取了不同参数的弹丸撞击气瓶时气瓶器壁穿孔孔径。通过对器壁穿孔孔径的数据拟合,建立了无防护情况下气瓶器壁的穿孔孔径预测公式。与试验结果对比表明,建立的穿孔孔径预测公式具有一定的预测精度。     

旋转通道内流阻特性实验的实现与验证

针对涡轮叶片的蛇形内冷通道内流阻特性的研究,在北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室的旋转涡轮叶片内冷通道换热实验台上构建了旋转工况的测压系统.该测压系统具有高精度、多路选通、高压高旋转数等特点.在通道进口雷诺数从20000~70000,旋转数从0~1.025的范围内,实验研究了旋转状态下,冷态与热态流场下方形截面光滑U形通道流阻系数.实验结果与国外同类实验对比验证了构建的实验系统的可靠性和优越性.实验结果表明:低雷诺数下静止工况的流阻随雷诺数增大而增大,并在雷诺数增大到一定值后转而减小.冷态下流阻随旋转数增大而增大,低旋转数下旋转对热态流阻影响并不显著,高旋转数下热态流阻随旋转数增大而显著增大.      

静电悬浮加速度计地面高压悬浮原理与应用

静电悬浮加速度计是进行空间飞行器准稳态非重力精密测量的设备。静电悬浮加速度计研制中,需要借助高压悬浮来完成其功能和部分性能评价的相关工作。文章就地面静电悬浮加速度计检验质量高压悬浮中涉及的相关问题进行了理论分析,给出了地面悬浮原理、高压电路实现形式、工作点选取、稳定性控制、高压静电力作用分析等,给出了实际试验结果,表明地面上系统在0.1Hz附近具有10^-8g_n/Hz^1/2左右的分辨率,并可在悬浮状态下,完成功能及相关性能测试,获得静电悬浮加速度计地面直接性能评价受限的主要因素,同时就存在的问题进行了讨论。