3D打印矩形粗糙通道内火箭煤油流动换热特性试验方法研究

为探究3D打印再生冷却通道在液体火箭发动机推力室中的替代应用特性,研制了具有不同内表面粗糙度的正弦波纹结构3D打印304不锈钢矩形通道。内截面名义尺寸为2.0 mm×2.0 mm,设计粗糙度分别为6.3、25.0、100.0μm,实际粗糙度Ra分别为11.88、12.70、17.53μm,通过将高温电阻率法和像素法相结合获得了3D打印通道的实际内径和壁厚,修正了火箭煤油流动换热的内壁温和热流密度,建立了3D打印粗糙通道内火箭煤油流动换热特性试验研究方法。试验参数如下:压力处于15~20 MPa范围、质量流速在12450~24900 kg·m^(-2)·s^(-1)之间、热流密度为5~15 MW·m^(-2)、流体温度为-150℃。研究结果表明:火箭煤油流动换热特性受到热流密度、流体温度和质量流速的影响;流体温度处于50~135℃范围内,换热系数增加约25%~33%;热流密度处于5.0~15.0 MW·m^(-2)范围内,换热系数增加了8.3%;质量流速为12450~24900 kg·m^(-2)·s^(-1)范围内,换热系数增加了60.2%。粗糙度增加对火箭煤油流动换热起到强化作用,粗糙度从11.88μm增加到17.53μm时,换热强化幅度超过20%以上。该研究可为3D打印通道在火箭发动机推力室中的替代应用提供参考。

大学物理课程思政的混合式教学设计与实施——以“火箭飞行原理”为例

物理学蕴含着丰富的思政元素,大学物理课程具有不可替代的育人功能和优势。文章结合线上线下混合式教学模式,探索思政元素融入课程的有效途径。通过统筹安排思政元素于课前、课中和课后,拓展思政融入的时空维度;通过递进式教学设计,重构教学内容,加深思政融入的深度;通过教学反馈收集思政融入后的效果。实践表明,通过混合式教学设计与实施,课程教学质量和思政育人成效同步提升。

基于LabVIEW的中程制导火箭数据采集系统研究

针对中程制导火箭数据采集系统存在的被采集数据种类繁多、数据量大、易丢失、依赖人工检测及实时处理难度大等问题,设计并实现了一种基于LabVIEW的优化数据采集系统。采用面向仪器系统的外围组件互连扩展可重构技术,解决了不同型号导弹测试系统的通用性问题。在硬件配置上,选用了适宜的高速数据传输板卡,确保了数据采集的高效性和准确性。通过在FPGA模块中添加相应时标,实现了模拟信号和RS-422数据在时间维度上的精确对比。在软件开发层面,利用LabVIEW图形化编程语言开发了上位机软件,采用消息队列处理架构实施结构化编程,实现了数据的综合管理和直观显示;具备自动分析信号状态、自动生成并显示报表功能,实现了半自动化测试流程。经实验验证,该系统能够满足军工测试台的制作标准要求。

长征十二号:“火箭队”最新“参赛队员”

2024年11月30日22时25分,长征十二号运载火箭在海南商业航天发射场点火起飞,顺利将卫星互联网技术试验卫星、技术试验卫星03星送入预定轨道,发射任务取得圆满成功。长十二火箭是我国首型4米级直径运载火箭,也是目前我国运力最大的单芯级运载火箭。

脉冲触发对固体火箭发动机内弹道和瞬态流场特性的影响

为研究脉冲触发对固体火箭发动机内弹道及瞬态流场特性的影响,利用数值计算方法建立脉冲触发器内弹道模型、发动机侵蚀燃烧模型以及动态流场仿真模型,对固体火箭发动机脉冲触发过程进行瞬态流场仿真。研究结果表明:与实验结果相比,压强预示误差小于5%;脉冲触发使得燃烧室内横向气流速度增大,靠近脉冲端的推进剂发生了侵蚀燃烧,侵蚀燃烧对压强抬升的贡献高达44%;脉冲触发时,越靠近脉冲入口的推进剂受侵蚀燃烧越严重,侵蚀比最大可达7.32;改变脉冲药量研究发现,脉冲药量越大,发动机压强峰值越大,压强抬升率和脉冲结束后的衰减率越大。

多脉冲固体火箭发动机长尾喷管多层热防护结构传热烧蚀特性

针对多脉冲固体火箭发动机长尾喷管热防护结构的传热烧蚀问题,提出了由C/C抗烧蚀层、碳/酚醛相变吸热层和钢壳体结构组成的多层热防护结构,建立了基于热物性参数随时间和温度变化的传热烧蚀数学模型,采用有限差分隐式格式进行求解。在验证了多层防热结构传热烧蚀计算框架准确性的基础上,开展了长尾喷管多层热防护结构传热烧蚀响应过程仿真研究,分析了脉冲间隔时间对多层热防护结构传热烧蚀响应的影响规律。研究结果表明:与传统固体火箭发动机相比,多脉冲发动机工作时碳/酚醛层内热物性参数与热解反应变化较大,导致多层结构内能量分布更加均匀,使得钢壳体外表面温度显著升高,同时C/C抗烧蚀层表面烧蚀量显著下降;随着脉冲间隔时长的增加,C/C抗烧蚀层烧蚀量逐渐下降,碳/酚醛层内热解程度逐渐降低,钢壳体外表面温度先升高后下降,脉冲间隔时长60 s时钢外壳表面温度达到最大值。

不确定性下的固体火箭发动机性能精确代理建模方法

为了在保证固体火箭可靠性的同时尽可能提高其运载能力,需要在方案设计阶段的多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization,MDO)过程中精确量化发动机推力曲线的不确定性。本文针对考虑不确定性的MDO过程中推力曲线的不确定性难以精确量化以及不确定性分析效率过低的问题,提出了一种精确代理建模方法。通过本征正交分解方法实现发动机推力曲线不确定性的降维表达;建立Kriging代理模型来预测降维后模态系数的前4阶统计矩;使用最大熵法建立模态系数的精确概率分布模型,进而得到推力曲线的精确分布。对星型装药发动机的推力不确定性建模结果表明,推力不确定性分布的预测置信度可达98%;单次不确定性分析时间相比蒙特卡洛方法缩短99.92%。

固化降温-立式贮存下固体火箭发动机装药结构响应缩比关系研究

为研究固体火箭发动机在固化降温-立式贮存载荷下药柱结构响应的缩比关系,在弹性假设下,从弹性力学三个基本方程出发并考虑温度的影响,利用量纲分析法通过定义各参数的特征量,推导了固体火箭发动机装药结构响应缩比相似基准。考虑蠕变效应,利用有限元软件分析了固化降温-立式贮存1年后药柱和药柱/绝热层界面的结构响应,讨论了缩比相似基准在不同工况下的适用性。建立了药柱前后端部轴向位移与时间和缩比率的关系,基于该关系预测了立式贮存3年后药柱端部最大轴向位移量。结果表明:建立的缩比相似基准适用于固化降温工况,立式贮存工况下不同缩比率药柱沿不同特征路径的应力与应变分布规律相似,相差不超过4%,但药柱/绝热层界面应力响应差别较大,立式贮存3年后药柱端部最大轴向位移量的预测值与计算值相比误差不超过3%。

基于卷积神经网络的火箭冲压组合发动机燃烧流场重构

本文提出一种基于卷积神经网络架构的燃烧流场重构模型,旨在从低分辨率温度场中重构得到具有复杂流场特征的火箭冲压组合发动机二维温度场.通过大涡模拟方法获得了4种不同构型燃烧室的湍流燃烧流场数据集,使用其中3组构型作为训练集,并对另一个构型燃烧室温度场的重构结果进行分析,以对重构神经网络模型进行验证.研究结果表明,该温度场重构模型可以有效从低分辨率温度场中重构得到二维高分辨率温度分布,在中心火箭后缘主要燃烧区域的温度场重构平均误差小于5%,重构精度高于双三次插值算法.本研究数据集和模型可为后续实现组合发动机燃烧状态的智能感知和调控提供支撑.

辐照和氧体积分数对火箭煤油火灾危险性的影响

针对发射场等特殊富氧场所存在的富氧燃烧火灾场景,使用火焰蔓延量热仪研究了辐照强度和氧气体积分数对火箭煤油点燃时间、热释放速率等火灾危险性参数的影响.结果表明:初始油量相同时,辐照强度越大,火箭煤油的点燃时间越短,热释放速率越大,辐照强度30 kW/m^(2)时的峰值热释放速率为5 kW/m^(2)时的3倍;氧气体积分数对热释放速率的影响更为显著,60%氧气体积分数下的峰值热释放速率可达空气中的6倍以上.并计算了火灾性能指数和火灾增长指数,可为富氧环境中火箭煤油的着火爆炸风险评估与控制提供参考.

一种运载火箭第一子级回收方案设计方法

针对可回收火箭的总体设计,提出了一种用于运载火箭第一子级回收方案的设计方法。首先,建立火箭子级运动模型,为便于确定回收推力大小和调节范围,在模型中引入了推力比例因子和推力调节因子。然后,探讨回收推力和推进剂剩余量的对应关系,并通过飞行时间给出剩余推进剂的约束条件。最后,从设计的角度确定回收基本过程,并通过仿真算例制定火箭子级的回收方案。所提方法详细给出了回收过程中火箭发动机的推力大小、推力调整范围、工作时间、落点位置、最大速度以及着陆段的起始速度和高度的估计。算例表明所提方法可以实现回收过程的关键参数确定。

火箭返回着陆制导方法综述

可重复使用运载火箭是未来运载技术发展的必然趋势。返回与垂直着陆制导技术是运载火箭实现精准着陆回收的关键技术之一。面向火箭返回与着陆的动力减速段、气动减速段和垂直着陆段3个关键阶段,对现有的制导方法展开综述。首先,建立了火箭返回与着陆的动力学模型,明确了返回着陆各阶段存在的约束;然后,按照减速段和垂直着陆段两个阶段,从方法基本原理、发展历程及其在工程实践中的研究应用几个方面,详细介绍了减速段的标称轨迹跟踪制导法、预测校正制导法以及垂直着陆段的解析制导法、基于轨迹优化和基于机器学习的制导方法;最后,对未来值得探索的运载火箭返回制导研究方向进行了展望。

太空狗“侠”——生物火箭首次载狗升空

狗是人类忠实的朋友。在人们津津乐道于宠物狗、看家狗、牧羊狗、缉毒狗、导盲狗等如何令人爱怜、如何血统高贵、如何通晓人性、如何为人民服务之时,我们不应该忘记还有一种狗,它们飞天探路默默无闻地献身于人类的航天事业,为人类推开天宇之门助了一臂之力。

火箭助推头罩分离方案设计及数值仿真研究

该文针对飞行器低动压下头罩分离存在的难分离以及复杂流动干扰问题,设计使用助推火箭进行头罩分离的方案,并采用基于动态嵌套网格的N-S方程和刚体六自由度方程耦合求解的数值仿真方法对头罩分离模型开展3种分离火箭安放位置的头罩分离模拟研究。研究结果表明,头罩分离初期阶段两侧分离火箭喷流合流在头罩内部下段积压会导致左右瓣罩内翻,通过调整分离火箭纵向位置可以有效减轻分离初期左右瓣罩的内翻程度,并最终实现瓣罩以外翻姿态与弹体的成功分离。

圣泉集团新型热防护涂料助力三大火箭发射

日前,中国商业航天领域迎来了三大重要里程碑事件:星云一号商用液体火箭、捷龙三号运载火箭和力箭一号遥四运载火箭分别在内蒙古额济纳旗航天港、山东海阳近海海域和酒泉卫星发射中心成功发射。圣泉集团以其研制生产的新型热防护涂料,为火箭顺利升空提供了坚实的保障,成为此次发射任务背后不容小觑的重要力量。

火箭触发闪电的回击电流及电场特征分析

2019年夏季在广州开展了火箭引雷试验,成功地触发了14次闪电,总回击(RS)数达74次,平均回击数为5.3次,单次闪电的最大回击数为14次。该文对火箭引雷的回击电流及不同距离电场波形特征进行了分析。回击的间隔时间、峰值电流、10%~90%上升时间、半峰值宽度、1 ms转移电荷和1 ms作用积分的几何平均值分别为38.45 ms、12.38 kA、0.25μs、8.31μs、0.68C和2.12×10^(3)A^(2)·s,回击电流的转移电荷量和作用积分量均与回击峰值电流呈幂函数相关性。回击的先导电场强度峰值和回击电场强度峰值会随距离的增大而减小,而电场的10%~90%上升时间和半峰值宽度会随距离的增大而增大。回击电场强度峰值会随距离的增大而呈现出幂函数减小,且峰值电流与不同距离的先导电场强度峰值和回击电场峰值均呈现一定线性相关,距离越大,其线性拟合关系越好。

液体火箭发动机健康监控技术研究进展

液体火箭发动机健康监控技术作为保障运载火箭安全、可靠发射的核心关键技术,经过几十年的发展,有力推动了航天事业的进步。介绍了液体火箭发动机健康监控技术中故障检测与诊断、容错控制与健康监控系统研制等技术的研究现状与发展趋势;梳理了健康监控领域面临的重难点问题,并提出相应的解决方案。分析展望了液体火箭发动机健康监控技术未来发展趋势,为从事火箭发动机健康监控技术研究的科研人员提供参考。

重复使用运载火箭液体动力技术发展

重复使用是未来运载火箭更新换代的技术发展趋势,是降低航天发射成本、实现规模化航天发射的有效途径。重点概述了国内外垂直起降重复使用运载火箭动力技术的发展现状,分析了垂直起降重复使用运载火箭发射和回收全任务剖面,总结了垂直起降重复使用运载火箭动力技术的特点,包括宽范围入口压力多次启动技术、大范围快速高精度推力调节技术、故障诊断及健康管理技术、状态检测与维修维护技术等。

基于Hessian局部线性嵌入和MLP-Mixer的液体火箭发动机涡轮泵轻量化故障诊断框架

作为液体火箭发动机推进剂输送系统的关键部件,涡轮泵的运行状态直接影响着整个运载系统的性能,然而,现有的故障诊断方法往往面临特性参数选择片面及计算复杂度高等问题。针对上述局限,提出了面向涡轮泵的轻量化故障诊断框架。所提方法利用Hessian局部线性嵌入算法对信号时域、频域及时频特征进行降维,并引入一种轻量化的深度学习模型MLP-Mixer作为分类器,进而实现不同故障状态的辨识。采用某型号涡轮泵试车数据验证了所提方法的有效性,结果表明,该方法能够在保障诊断精度的同时有效降低计算复杂度,提高诊断效率。

STEM视域下初中化学跨学科项目式学习实践研究——以“探寻火箭发射的奥秘”为例

基于STEM教育理念,以“探寻火箭发射的奥秘”为载体,引导学生进行跨学科项目式学习,以“探究火箭原理”“再探火箭燃料”“模拟火箭设计和制作”“成果展示与评价”四个子任务驱动,引导学生运用多学科知识设计和制作三种模拟火箭,有效提升学生的综合素养,实现跨学科协同育人。