顶部凹陷贮箱膜片典型结构特征优化实现

用正交法表数值研究了顸部凹陷区域直径与深度及膜片厚度典型结构特征对膜片翻转行为的影响,获得膜片在不同结构特征时的屈曲与后屈曲状态。研究发现：膜片翻转效率及屈曲载荷随厚度增加而提高,顶部凹陷直径对膜片翻转效率及屈曲栽荷的影响显著,深度仅影响屈曲载荷;膜片后屈曲阶段均出现平台效应,翻转稳定,说明顶部凹陷结构膜片利于完成推进剂的管理与控制功能。由屈曲载荷与翻转效率,得到了凹陷直径与深度及膜片厚度优化选择范围。     

液体大幅晃动类等效力学模型研究

基于液体大幅晃动等效力学模型研究充液航天器动力学与控制问题。首先,发展并完善了模拟液体大幅晃动的运动脉动球模型（MPBM）,结合已有的液体大幅晃动运动规律和分析结论对MPBM的法向力的计算方法进行了改进;通过数值仿真结果与已有试验结果的对比证明了以上改进工作的有效性。然后,基于MPBM建立了携带多个充液储箱的航天器动力学模型,针对携带四个储箱的充液航天器进行姿态机动控制研究。研究结果表明,四个充液储箱的三种可能的空间布局对航天器姿态机动过程中的角速度、液体晃动力矩和控制力矩将产生不同的影响;此外,还研究了液体大幅晃动等效力学模型中液体晃动阻尼因素对航天器姿态机动控制的影响。     

径厚比对锥柱形金属膜片屈曲和后屈曲状态的影响

通过有限元方法研究了半径及径厚比对锥柱形金属膜片翻转过程的影响,并选取典型的半径及径厚比样本点对分析结论进行了数值验证.研究结果表明:膜片半径太小或太大均表现出一定的尺寸效应,小半径膜片的尺寸效应更显著;半径为203~403mm的膜片其屈曲和后屈曲状态表现出明显的一致性;对于确定半径的膜片,径厚比太大,膜片承载能力太小而导致翻转效率较低,径厚比太小,膜片屈曲载荷呈指数级显著增加而不易翻转,径厚比为160~400的膜片其翻转效率较好,并且后屈曲状态表现出一致性;选取典型的样本点对结论进行了数值验证,一致性较好.      

基于遗传算法的并联贮箱平衡排放调节方法研究

为了解决双组元推进系统的并联贮箱推进剂消耗不平衡问题,根据气路系统的压力输出特点,提出了一种基于遗传算法的平衡排放主动调节方法。引入多方方程,建立了调节模型,首先使用先进多目标遗传算法NSGA-Ⅱ进行了修正参数的优化选取,然后通过参数优化后的调节模型对预调节参数进行了求解。仿真计算结果与试验数据的对比分析表明,调节前后的压力及调节量等参数的相对误差在千分之五之内,该并联贮箱平衡排放调节计算方法正确、有效。最后,通过算例,分析了贮箱压力及气体容积对平衡排放控制能力的影响,计算表明,推进剂的消耗有益于提高单次平衡排放调节幅度,调节时间主要与调节量及贮箱压差相关。     

UDMH/NTO火箭发动机尾焰流场特性数值仿真

采用AUSM(advection upstream splitting method)空间离散格式,探究了常用的3种k-ε湍流模型和2阶、3阶迎风格式对激波捕捉效果的影响。采用标准k-ε双方程模型和2阶迎风格式对不同高度和不同来流马赫数下的偏二甲肼/四氧化二氮(UDMH/NTO)火箭发动机尾焰流场进行喷管-尾焰流场一体化仿真。复燃反应采用12组分18步化学反应模型,喷管入口参数由热力计算给出。结果表明:随着来流马赫数的增加,波节数逐渐降低;随着飞行高度的上升,尾焰影响区域逐渐扩大;复燃反应造成混合区中的O2、N2质量分数大幅下降,而混合区中O、OH、NO质量分数则有所上升。      

膜片翻转过程中的偏心问题及改进方法

金属贮箱膜片翻转试验中出现的偏心问题,易造成气液掺混、推进剂泄露等严重后果.为解决膜片的偏心问题,数值计算膜片翻转过程,通过加入弹塑性本构模型引入了显著的数值偏心现象,膜片的最大偏心量约为60mm,且其偏心表现形式与试验中的偏心形式一致性好.提出了改变锥段高度与膜片厚度、环向加筋等方法解决偏心问题,得出了不同方法对数值偏心现象的改善结果.研究表明:增加膜片厚度改善偏心问题效果最好,但同时会显著提高膜片的屈曲载荷与结构质量;改变锥段高度方法次之,但最优锥段高度需根据膜片圆弧旋转段半径进行相应调整;环向加筋方法稍差,但通用性好,且不会显著提高结构质量.     

肼推进剂废气处理系统设计

为吸收某型号发动机地面试验尾气中所含的肼和氨气,设计了肼推进剂废气处理系统,处理后的气体达到可排入大气的标准。文章介绍了肼分解废气处理的7种常用方法,经比较选择使用处理液喷淋的方法。废气处理系统实际达到的技术参数为:对空自运行流量944 Nm~3/h;发动机试车状态下经过处理的废气中肼含量0.001 2 mg/m~3,氨含量为0.032 6~0.057 mg/m~3(厂界值,共检测4点)。检测结果大大优于国家相关标准要求。经过数十次发动机地面试验的实践证明,系统能够满足用户使用要求,并且操作简便、运行可靠、免于维护。