低温推进剂在轨压力控制方法及效能对比分析

针对液氢、液氧低温推进剂在轨贮存时长及排气量,建立了直接排气和热力排气数学模型。在0.13—0.14 MPa和0.2—0.3 MPa两种控压区间分析了40 W和100 W漏热环境下的贮箱排气量的对比分析,结果表明液氧易于实现长期无损贮存,而液氢在轨无损贮存时间相对较短,若要实现10天或更长时间的空间任务,有必要对液氢贮箱采用热力学排气技术进行压力控制,降低液氢蒸发量。对基于热力学排气技术的液氢在不同工况下的排气量进行了计算,根据液氢在轨任务时长的要求给出了合适的控压方式选择方向。     

低温推进剂无损贮存技术试验研究进展

液氢/液氧等低温推进剂,由于其高性能优势被作为深空探索使用推进剂,但低温推进剂长时间在轨应用,主要受限于低沸点的推进剂受热蒸发所带来的贮箱压力控制和蒸发损失等一系列问题,需要发展低温推进剂无损贮存技术来解决。文章介绍了应用低温制冷机结合换热技术实现贮箱内低温推进剂无损贮存的试验情况,总结其发展趋势和展望。     

基于热力学排气的液氮贮箱控压技术研究（英文）

液氢、液氧等低温推进剂在漏热影响下在轨贮箱压力将逐渐升高,采用热力学排气技术的低温贮箱在常重力环境下开展了压力控制原理验证试验,在对试验系统及热力学排气原理进行分析的基础上,贮箱内压力和液相温度随着时间的变化曲线在混合和并行模式中分别给出,测试结果显示在混合模式中单次控压循环时间逐渐缩短,而在并行模式中随试验开展时间逐渐增加,与混合模式阶段相比,液相温度的上升速率明显降低,验证了热力学排气在控制低温贮箱压力方面的效能。     

低温推进剂网幕通道式液体获取装置性能研究进展

本文针对空间在轨系统中纯液相推进剂获取与传输困难问题,概括分析了现有适用于低温推进剂的空间气液分离技术。针对网幕通道式液体获取装置(liquid acquisition device,LAD),从泡破压力、装置总压降损失、装置性能优化等方面梳理了近年来的相关理论知识体系与实验结果。研究表明:1)网幕泡破压力基本随网幕编织密度增加而增大; 2)相比于地面工况,微重力条件下网幕通道式LAD工作压损更小,对应具有更大的临界质量流率,能够满足更大质量流率的推进剂获取与传输要求;3)降低流体温度或采用不凝性气体(如氦气)增压均可有效提高网幕泡破压力,达到优化LAD气液分离性能的目的; 4)荷兰斜纹网幕Dutch Twill(DT) 450×2 750兼顾了泡破压力高和临界质量流率大的共同要求,是未来液氢贮箱LAD网幕的优先选择。     

低温流体管理技术重力依赖性分析与微重力试验方案

本文梳理了低温推进剂空间流体管理（CFM）技术特征,调研了空间搭载试验研究进展,基于技术成熟度提升需求,揭示了25种CFM技术对重力的依赖关系。对比分析了多种微重力获取方法的技术特征,基于CFM技术验证目标对开展微重力试验提供了方案建议：常规低温工质的试验无法表征液氢规律,应将液氢与液氧、液甲烷分类研究;可采用液氮替代液氧、液甲烷设计空间搭载试验系统;而液氢必须采用真实流体开展搭载试验;基于空间飞行器的搭载试验是验证各类CFM技术有效性不可替代的方案;在开展单项CFM技术研究的同时,应尽早规划,开展基于轨道飞行器的CFM技术综合验证平台设计。     

充注率及压力控制带对热力排气系统性能的影响

热力排气系统是通过流体混合与节流换热排气双重作用实现低温推进剂在轨长期贮存的一种有效的压力控制技术。本研究搭建了以R141b为气液相变存储介质的室温温区热力排气系统模拟装置,进行了介质充注率分别为35%、50%、65%和压力控制带分别为(80~85)kPa、(80~90)kPa、(80~95)kPa的贮箱压力控制实验研究,获得了充注率及压力带对热力排气系统作用下贮箱增压特性和排气损失的影响规律。研究结果表明,充注率越大,排气损失越大;随着压力控制带宽度的增加,排气损失先减小后增大。上述结果对今后液氮、液氧等低温工质的热力排气研究具有指导作用。     

低温推进剂贮箱大面积冷屏热分析及成本优化

运载火箭低温贮箱采用大面积冷屏与多层隔热材料组成的复合结构可以有效减少低温推进剂蒸发损耗,延长低温推进剂在轨贮存时间。通过建立多层隔热材料耦合90 K大面积冷屏的传热模型,获得了引入大面积冷屏后对多层隔热材料层间温度分布及热流密度影响的变化规律,对比了采用冷屏技术和直接对液氢采用主动制冷两种方式,同等条件下采用冷屏在主动制冷系统重量和功耗方面可分别节省60%和64%。研究了低温推进剂不同在轨贮存时间和冷屏安装在多层隔热材料中不同位置时热管理系统重量和功耗成本,以成本最小为目标获得了90 K冷屏布局最优化设计方法。     

液氢贮箱微重力喷射降压特性数值模拟研究

为研究在轨环境下,热力学排气系统对低温推进剂贮箱的控压性能,采用CFD方法对微重力条件下液氢贮箱内过冷液体喷射过程开展数值模拟研究,对比计算不同喷射区域、喷射流量、喷射速度等因素对箱内物理场分布与压力变化的影响。计算结果表明,低流量流速下,气相区喷射流体无法形成射流,将在喷口处堆积成液团并逐渐积累,降压效果较弱;而液相区喷射几乎没有降压效果。随着流量流速增大,喷射降压效果均有提升。低流量时,气-液相区喷射可以认为是气、液相区单独喷射的叠加,随着流量流速增大,射流对于气、液相区扰动具有交互影响,不再具有叠加性。整体来看,气-液相区喷射降压性能优于单独区域喷射,液相区喷射降压效果最弱。     

液氢零蒸发储存系统研究现状与展望

液氢储能密度大，应用前景广泛，实现零蒸发储存是液氢储存的目标。介绍了过热蒸气模型、两相流三维理论模型和三区模型等五种典型的理论模型。通过对模型的分析，总结了模型的发展方向主要为大型液氢储罐热分层和自增压现象的理论研究。分析了目前液氢零蒸发储存系统的关键技术，包括被动热防护技术、主动热防护技术和压力控制技术三个方面，指出了绝热材料性能、20 K温区制冷机效率和蒸气冷屏（VCS）为重要的发展方向。对国内外液氢零蒸发储存系统的发展进行了系统性的概述，分析了不同液氢零蒸发储存系统的实验结果，以及特点和不足。最后针对液氢零蒸发储存系统的发展提出了展望。     

在轨低温推进剂储存地面试验研究

拟采用薄膜电加热片模拟太阳照射空间热环境、采用以液氮液氢为低温介质的冷屏模拟深空低温环境,以热缩比模型代替全尺寸的试验研究。该技术可同时实现对高温热流、低温热流及瞬态热流变化的模拟,为低温推进剂蒸发量抑制地面验证试验提供不同高度的空间热试验环境。另外文章还对数据测量在真空热试验中的应用情况作了简要介绍。     

氢的比焓特性对液氢贮罐静态蒸发率测试的影响

介绍了中国现有静态蒸发率测试的标准和适用范围,并对液氢贮罐适用性问题进行了讨论。通过对液氢与液氧、液氮等低温流体热物理特性进行对比和分析,发现氢的比焓特性是制约液氢贮罐在标准适用时的关键影响因素。最后提出了一种可适用于液氢真空多层绝热贮罐的静态蒸发率测试和计算方法。     

液氢无损储存系统的最新研究进展

氢的高效、安全储存和输运是氢能发展的主要瓶颈之一.针对液氢储存中存在的蒸发损失问题,介绍了液氢无损储存的概念,并从被动技术和主动技术两方面分类综述了液氢无损储存系统的研究现状.借鉴其它低温液体的无损储存方案,提出利用低温制冷机对大型液氢储槽内蒸发气体进行集中再冷凝的构想.     

低温推进剂地面加注停放阶段蒸发量分析

建立了一种可以描述低温推进剂加注、停放过程的计算模型,分析了影响低温推进剂加注停放阶段蒸发的主要因素。研究表明:为缩短发射组织时间、优化加注流程、提升推进剂品质,在全系统能力范畴内,低温推进剂加注过程应提高推进剂加注速度,降低推进剂加注温度,尽量减小外界环境漏热率,并适当增加系统排气能力。     

火箭燃料贮箱热力学排气系统控压性能仿真研究

本文介绍了低温推进剂在轨管理中热力学排气系统(thermodynamic venting system,TVS)的构成及工作原理。基于VOF模型,编写用户自定义程序考虑箱内存在的热质传递现象,采用CFD模拟贮箱内部的压力变化和温度场分布。构建的CFD模型能够较好地模拟TVS的工作特性,证明CFD研究的有效性。针对不同液体初始充灌率、节流条件等影响因素进行变工况模拟,揭示TVS的工作规律。计算TVS在微重力下的控压性能,验证其在微重力下的可行性并获得运行规律。     

低温推进剂贮箱绝热性能实验研究

针对低温推进剂长时间在轨贮存的要求,搭建了绝热系统地面验证测试装置。本测试装置通过维持高真空及恒壁面温度条件,可以较好地模拟在轨条件;通过贮箱颈管处设置的温度补偿器,有效的屏蔽掉颈管导热漏热。测试装置可实时监测系统中的真空度及壁面温度变化,可对贮箱蒸发排出气体流量和绝热系统不同位置的温度分布进行测量。针对10 mm硬质聚氨酯泡沫和30层多层绝热的复合绝热系统,在真空度2×10-3Pa,冷热壁面温度分别为96 K和313 K条件下,测得液氮日蒸发率为0.210%,折算液氧日蒸发率为0.156%。     

竖直管路内流动液氢条件中弹状氢气泡运动速度

低温加注系统中的弹状流可能引发各种非稳现象,造成低温液氢传输管路的破坏.针对垂直管路内气液两相流实验化困难的问题,运用建模仿真的方法建立了竖直管路中弹状流气泡的运动模型,模拟了弹状氢气泡在流动液氢中的上升过程,并对其运动速度进行了研究.仿真结果表明:弹状氢气泡在流动液氢中运动时,其速度模型中的速度系数与流体的速度有关,...     

航天器热控材料及应用研究进展

热控材料是实现航天器热控功能的重要介质,是航天器热控技术发展的基础。航天器热控系统中大量使用多层隔热材料、导热材料、热控涂层、界面材料等均是利用材料自身热物理特性实现航天器温度场的控制。本文从航天器热控材料工程应用角度,综述了航天器热控系统常用的隔热材料、高导热材料、涂层材料及界面材料等四类热控材料的研究与空间应用进展,分析了未来空间科学探测、低温推进剂在轨贮存等空间应用场景在深低温及高温环境下对热控技术的发展需求,提出了对深低温和高温环境下高效隔热材料、特种涂层材料等航天器热控材料的发展建议。     

火箭升空低温推进剂出流特性仿真研究

运载火箭升空期间,确保主发动机工作时不夹气的液体推进剂足量供应至关重要。本文针对升空过载下火箭燃料箱出流装置的工作特性与设计要求,建立CFD模型,就不同工况下输送管出现气体时对应的剩余液体量进行数值仿真与对比研究,研究因素包括:出流口是否采用锥角过渡、出流口上方是否布置隔板及隔板几何结构、出流口设置过滤器等。结果表明:采用锥角过渡,可显著降低不可用液体推进剂,最佳锥角约为30°;布置隔板有利于低温推进剂纯液相供给,且存在最优的隔板高度和长度;球壳型隔板可使不可用推进剂进一步减少约0. 25%;出流口设置过滤器可拦截固体杂质及大气泡进入输送管;相较于液氧,液氢表面张力维持气液界面稳定性的能力更差,对出流结构的优化设计要求更高。     

低温流体空化特性的数值计算研究

采用数值计算的方法研究了液氮和液氢的空化流动特性。为了考虑温度影响,控制方程采用了连续方程、动量方程及能量方程,并应用二次开发方法在商业软件中引入Merkle 空化模型及物质属性,物性参数随流场温度变化而不断更新。分别对液氮和液氢几个工况进行了计算,并与实验结果进行了对比。结果发现,在液氮和液氢中,当流体温度接近临界点时,热力学效应表现显著。热力学效应显著主要表现在空穴变短、水蒸汽含量减少和汽液界面变的模糊。由于密度比、饱和蒸汽压随温度变化梯度等物质属性的不同,相对液氮,液氢的热力学效应更加明显。     

基于引射器的双温蒸发CO2热泵系统性能分析

采用高效的热泵系统替代常规锅炉是实现“双碳”目标的有效措施。本文提出采用引射器实现双温蒸发的CO₂热泵系统,以实现余热梯级利用和高效制热。通过窄点分析法,建立了基本CO₂系统、CO₂引射器系统、双温蒸发CO₂引射系统的热力学模型,发现双温蒸发系统存在最优排气压力及最大COP。基于最优工况进行分析,结果表明：在热泵热水器名义工况下,双蒸发器系统COP最高达4.84,比基本CO₂热泵系统提高了9.88%。双温蒸发过程可显著降低吸热过程中的换热不可逆损失,双温蒸发系统蒸发器侧的不可逆性能指数为1.51,比基本CO₂和带有引射器的常规CO₂系统降低了24.50%。