液体火箭舱段热环境保障系统仿真及试验研究

新一代运载火箭采用低温推进剂,起飞前低温舱段温度需要通过一定流量热氮维持在舱段设备仪器工作要求范围内,火箭出厂测试中发现部分舱段孔板出口流量不符合理论要求。利用AMESim建立了热环境保障系统仿真模型,得出了理想孔板喉部面积,更换箭上实际孔板后进行了试验验证,结果表明:孔板喉部面积组合能够控制舱段孔板出口流量在要求范围内,为今后工作提供了理论依据。     

环境控制系统

前裙火箭在发射准备期间,由地面环境控制系统通过仪器舱中的吹除集流管对前裙进行环境调节(图61)。在发射前对仪器设备检测时,地面环境控制系统用空气对前裙进行调节。加注液氢时,为了避免可燃气体的集聚,环境控制系统用氮气对前裙进行吹除。火箭飞行时不要吹除,而是用冷板系统对前裙中的仪器设备进行热调节。前裙中安装着     

潜艇高压气吹除压载水舱系统试验与仿真

分析了潜艇高压气吹除压载水舱物理模型特征,建立了高压气吹除压载水舱常规吹除理论模型。应用FLUENT软件中大涡模拟两相流VOF模型对处于理想气体状态的高压气吹除压载水舱过程进行了非定常仿真,分析了常规吹除中出水口流速和压载水舱中气-液体积变化,并与潜艇自航模试验数据进行比较,验证了高压气吹除压载水舱的理论模型。     

火箭模态振型斜率预示方法研究

通过对火箭惯性器件安装舱段的试验,完成了舱段的精细化建模及修正,通过对比舱段模态的模态振型斜率仿真与试验测量结果,推算出全箭模态振型斜率的仿真与试验结果偏差,并用全箭试验的一阶模态测量结果进行了验证,最终得到通过舱段试验进行惯性器件振型斜率预示和位置选择的方法。     

基于在线调姿的航天器舱段自动对接系统设计

为解决中小型航天器舱段结构尺寸多样造成的自动化对接效率低、精度差等问题,提出了一种基于在线调姿的自动对接系统。该系统采用多自由度、可适应性调姿托架设计及多传感器数字化在线测量技术,通过调姿运动学分析,优化了航天器舱段对接流程,有效提高了航天器舱段对接的精度和效率。搭建了一台航天器舱段装配原理样机,并进行舱段自动对接试验,结果表明：该系统能够实现舱段部件的快速、精准调姿和对接。     

液氧煤油发动机试验液氧温度测量研究

液氧煤油发动机试验中,液氧温度是影响试验流程和发动机性能评估的重要因素。为了提高液氧低温测量精度,研制了用于液氧低温测量的热敏电阻传感器,建立了低温温度测量系统;通过对热敏电阻低温测量特性、低温温度测量系统的组成和原理的介绍,分析了低温测量技术,从而实现了宽温区的低温测量和特定温区内低温精确测量,提高了液体火箭发动机试验液氧温度测量准确性,为提高液氧流量测量奠定基础,同时也为其它低温温度测量提供借鉴。     

美国正在为航天飞机研制更先进的固体火箭发动机

本文介绍了美国为进一步完善航天飞机的固体火箭发动机,组织有关工业公司开展竞争性研究,以提高发动机的能量质量特性,增加有效载荷的质量;在将多舱段发动机与单壳体发动机两种方案进行比较的基础上认定选用多舱段发动机比较现实;另外在提高可靠性、降低成本、采用新的生产工艺技术等方面也均有建树,对发展新的综合生产系统,为今后向宇宙空间继续发射目标、建立轨道空间站都是极为重要的。     

固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验

针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力增益比冲为3 726.9N·s/kg。     

一种复杂舱段的渐进优化设计方法

为缩短研制周期,减少设计中的反复,提高设计质量,舱段的结构设计需要进行优化。探索一种解决复杂舱段结构设计的渐进优化设计方法。首先进行拓扑优化,根据拓扑优化结果设计方案;再进行静、动力学特性分析;而后对设计结构要素进行参数优化;最后进行试验验证。通过一个复杂舱段的结构设计与优化,验证方法的有效性。     

基于线角耦合分析的大型舱段角振动传递特性试验方法研究

火箭捷联惯组的角振动传递特性是控制系统设计的重要参数,通过试验获取角振动传递特性是保证姿控系统稳定性的重要手段.大型舱段的角振动传递特性试验难度高于单惯组情况,需要研究在现有设备能力的基础上提高试验结果精度的方法.提出了基于线角耦合分析的角振动传递特性分析方法,分析了该方法的适用范围.设计梁模型算例对理论进行了验证.将该方法应用在了运载火箭仪器舱惯组支架角振动传递特性试验中,对不同试验方法得到的角振动传递特性进行了对比.基于线角耦合分析的试验方法可以提供更加准确的传递特性.研究结论可为大型舱段角振动传递特性试验的实施提供参考.     

阿里安火箭氢氧发动机HM7的性能

本报告介绍欧洲阿里安运载火箭液氢/液氧HM7火箭发动机的主要性能。发动机的研制试验阶段差不多已经完成,预定在1978年底进行鉴定试验。在高空模拟状态研究试验期间,表明平均比冲已达到440.8秒,而原设计规定值为430秒。第一次真空试验点火延迟约0.5秒并产生了硬式启动。使喷注器氧化剂路的氦气吹除流量从34克/秒减少到8克/秒,同时增快液氧主活门的开启速度,这样就使点火延迟减少到0.13秒。于是,消除了硬式启动。已经证明发动机能够满足混合比精度±1％的技术要求。     

火箭助飞鱼雷入水点精度评定方法

为了解决火箭助飞鱼雷评定中样本量较少的问题,提出了基于验前信息的小子样条件下的火箭助飞鱼雷入水点精度圆概率误差（CEP）评定方法。该方法针对传统方法中可信度计算主观性较强的缺点,重新定义了相容性检验中的生产方风险,增强了验前信息可信度计算的客观性。应用实例表明,本文方法能在相同风险下,减少试验所需鱼雷的条次数,从而提高定型试验的效率和效益。     

排氢燃烧系统点火粒子两相流特性研究

排氢燃烧系统是新一代运载火箭发射的关键设备,氢氧发动机排放的低温氢气需要进行有效处理,否则会产生爆燃或爆轰,从而影响火箭发射的成败。排氢燃烧系统采用高温金属粒子点火方法,高温金属粒子的流动特性决定了排氢燃烧效果。为获得点火粒子的运动特性,采用颗粒轨道模型对点火粒子-高温燃气两相流动进行数值模拟,获得不同粒径颗粒的温度空间分布及其变化规律。     

液氧涡轮泵轴密封的密封性能和耐久性

10吨级液氧液氢火箭发动机LE-5正由日本宇宙开发事业团负责研制。用于LE-5的涡轮泵的研究和生产以日本航空宇宙技术研究所为主、宇宙开发事业团协助进行。液氧涡轮旋转轴密封的研制与液氧涡轮泵的研制密切相关,本报告介绍了液氧涡轮泵的旋转轴密封的密封性能和耐久性。液氧涡轮泵的轴密封是由一个液氧密封(端面接触金属膜盒机械密封),一个驱动涡轮的热燃气密封(扇形流体动力周向密封)和氦气吹除密封(双道扇形流体动力周向密封)。其工作参数如下;机械密封的转速为16500转/分,密封液体的压力和温度为15大气压和90K,驱动涡轮的热燃气密封的燃气压力和温度为3大气压和700K,氦气吹除密封的压力和温度相应为3大气压和常温。液氧涡轮泵的轴密封系统在液氧涡轮泵和液氧液氢涡轮泵系统的试验表现良好。试验长达2000秒后的磨损量在允许范围内。密封的耐久性试验在密封试验台进行,其中热燃气密封的结构改变为双道。耐久性试验的工况除了起动和停车外与液氧涡轮泵试验相同。经过长达7000秒的试验,密封性能令人满意。机械端面密封的石墨密封环的磨损量小于10微米,扇形周向密封浮动环的磨损量小于15微米。根据这些试验结果可以确信旋转轴密封的密封性能,耐久性和可靠性完全满足液氧涡轮泵的使用要求。     

弹用涡喷发动机起动控制规律改进研究

利用地面试验系统进行弹用涡喷发动机的起动试验,获得起动过程发动机各工作参数及起动时间、喘振裕度等性能参数。对发动机起动阶段控制规律进行改进试验,得到供油曲线充填段和点火段的合理范围。试验结果表明：加速段供油规律对起动性能影响较大,适当地提高加速段的供油量可以有效缩短起动时间,但同时会减少喘振裕度。     

某型水下航行器电池舱段热过程CFD分析

锂/亚硫酰氯电池的发热问题会影响水下航行器电池舱段的工作效率,并可能导致严重的安全事故。采用流固耦合传热的方法,建立了某型水下航行器电池舱段内部热过程的数学物理模型,利用FLUENT 6.2软件仿真计算了其工作时内部温度分布情况和温度随时间的变化关系,并对某一工作条件下温度分布和温度随时间的变化关系进行了试验验证。结果显示:水下航行器电池舱段内部温度分布和温度随时间的变化关系主要和单体锂/亚硫酰氯电池的放电电流和传热介质的导热率有关。     

H-Ⅱ火箭整流罩的热设计

为了进行 H-Ⅱ火箭整流罩的气动热设计,已通过各种验证试验建立了气动加热计算法和热模型。发射三个1/4缩尺比例的试验火箭(TR-1),以获取 H-Ⅱ火箭设计的飞行数据。为 H-Ⅱ火箭整流罩研制了轻重量的绝热体。绝热体的良好性能己通过研制试验和 TR-1飞行试验得以验证。通过确定整流罩各部分的绝热层厚度进行热设计,以便保证整流罩温度在极限温度内。使用全尺寸柱段试件于大真空室进行了热壳体运动试验,以评定由于热壳体运动产生的间隙损失。     

载人运载火箭待发段故障诊断技术研究与实现

运载火箭待发段是火箭事故多发阶段,为有效保证航天员的安全,针对载人运载火箭待发段的特点,待发段故障诊断系统设定了4种故障模式及判别准则,通过软件实现了对这4种故障模式的有效诊断,为待发段航天员的逃逸救生提供有效实施途径,可将故障发生时的损失降到最低。     

工程试验卫星-Ⅵ的模态评定与分析

工程试验卫星Ⅵ(ETS-Ⅵ)是日本的第一个2t级三轴稳定的地球同步卫星。此项研究是为未来大型通信和直播卫星建立一些基本方法而进行的。大型通信和直播卫星计划于1993年用H-Ⅱ火箭发射。本文给出了结构-动力学研究模型(SDM-D)的结构分析与模态评定结果之间的比较,它是结构研究性试验计划中的一项。研究表明,需要进一步改善分析模型的精度,因为模型不仅用来预示飞船的动力学特性,同时也是调节正式振动试验的输入振级所需要的。因此,在整体结构模态评定之前,已完成3个主要结构舱段的模态评定试验,它们是天线舱、中心体舱(任务舱/运载舱)和液体远地点推进子系统(LAPS)舱。完成每个舱段的模型相关之后,再构造出一个整体结构分析模型,并完成了特征值分析。分析结果表明,它与整体结构模态评定结果之间有良好的一致性。这就证实了大型卫星结构的动力分析模型和动力学特性评定方法的有效性。     

NASA成功进行猎户座飞船发射中止系统试验

2010年5月6日21时,NASA在新墨西哥州的白沙导弹试验场成功进行了猎户座飞船发射中止系统的试验。此次试验模拟了火箭在发射台上出现紧急情况时发射中止系统的工作情况:即发射中止系统点火,将猎户座乘员舱推进至1828 m的高空,调整姿势后,乘员舱迅速与发射中止系统