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。

烃类推进剂航天动力技术进展与展望未来

为研究烃类推进剂航天动力技术在中国的后续发展和未来应用方向,对比分析煤油、甲烷和丙烷等典型烃类推进剂的物理化学性质和应用特性,简要介绍烃类推进剂航天动力在一次性运载火箭、可重复使用运载器、高性能上面级推进、无毒空间推进和吸气式推进领域的发展动态及应用状况。当前国内外航天动力系统的发展和应用情况表明,以液氧煤油发动机和液氧甲烷发动机为代表的烃类推进剂航天动力将引领未来高性能低成本航天推进系统的发展趋势,依照中国液氧/烃火箭发动机的研制进展和技术水平,以其为核心的新型动力体系在中国未来的天地往返、载人登月和深空探测等多任务适应性方面具有良好应用前景。

随机振动试验仿真技术研究

在对电动振动台进行刚体建模与物理参数建模的基础上,结合试验件的有限元模型进行随机振动试验仿真技术的研究。基于试验所测的振动台空台频响函数,由振动台数学参数模型辨识出振动台的物理参数,以建立能反映振动台动态特性的刚体与物理参数相结合的模型。然后,采用Craig-Bampton方法建立试验件的振动试验仿真模型,综合随机振动控制算法进行试验件随机振动试验的仿真。结果表明,文中建立的模型及方法能较好地实现随机振动试验的仿真,并且使仿真结果可视化。

构筑先进发动机试验平台推进航天动力技术发展

构筑起先进的发动机试验平台,有利于推进航天动力技术的发展,是其技术基础和必要的设施保障,对于研发出先进的航天发动机是一种必要的手段以及重要工具,甚至对于国家安全、武器装备以及促进国计民生有着重要的意义。先进的发动机试验平台,是融合试验仿真平台与实物试验平台的智能化平台,对推进航天动力技术的发展有着特别的意义,并对航空与航天技术发展都有重要价值。本文试从发动机试验平台的内涵概念,以及它的作用方面展开讨论,对构筑先进发动机试验平台提出相应的建议和意见。

加热器在冲压发动机试验技术中的应用研究

直连试验技术是冲压发动机研究中一项非常关键的技术,论证分析了如何模拟直连试验模型进口流量、总温及总压等关键参数,并以此为基础研制了一种高室压、大流量及耐高温的空气加热器,通过对该加热器和试验台相关组件的试验研究,结果表明以空气、氧气及煤油组织燃烧的加热器工作性能良好,解决了冲压发动机直连试验这项关键技术。

重复使用天地往返运输系统动力技术发展研究

针对重复使用天地往返运输系统对动力技术的需求,评述了国外重复使用火箭动力和组合循环动力的研究现状,分析了发动机推力深度调节与多次起动技术、宽速域大空域组合循环动力技术、新概念推进与新型推进剂技术等7项关键技术,论述了我国重复使用动力的发展现状和未来规划,总结了重复使用动力的发展趋势。

火箭煤油传递特性分子动力学模拟研究

针对火箭煤油中添加减阻剂后导致对流换热系数减小、传热效果减弱问题,从微观尺度研究纳米颗粒的加入对火箭煤油黏度和导热系数的影响关系。通过分子动力学(MD)模拟方法,采用Green-Kubo方程的平衡分子动力学(EMD)模拟对火箭煤油传热规律进行系统研究。模拟常温下(T=303K)加入传热增强剂纳米颗粒后的火箭煤油黏度与传热特性。以纳米颗粒质量分数与纳米颗粒粒径为变量,对纳米流体的导热强化规律进行研究,在此基础上将导热油与碳氢燃料分别加入减阻火箭煤油中并与纳米流体的黏度与导热系数进行比较,模拟结果表明增加纳米颗粒质量分数可使粒子间距离减小,加强了粒子间的相互作用以及热传递过程,可有效增加流体黏度和导热系数。

轨姿控动力系统集成设计平台关键技术研究

为支持轨姿控动力系统数字化设计,提出了轨姿控动力系统集成设计环境架构体系。详细探讨了集成设计平台构建的资源层、服务层、集成层、样机层、应用层等基本5层框架结构以及各自功能;讨论了平台构建中的4个关键的技术问题——设计过程协调管理、设计活动数据流及数据管理、知识库构建和知识推送应用;研究并提出了相应的解决途径。提出了包括3个维度的设计过程协调管理体系、三V型数据流组织模式、3个层次的知识库管理机制;同时针对知识推送提出了自动分析推送和流程推送2种方法;系统分析讨论了集成设计平台功能场景及技术可行性,为后续平台实施建设工作的开展做了先行性探讨。

液体火箭发动机试验脉动压力测量技术研究

对常规液体火箭发动机的脉动压力测量特点、测量系统组成与测量方式以及发动机不稳性燃烧的关系和数据分析方法做了介绍,并在此基础上阐述了现有常规液体火箭发动机脉动压力测量工艺方法。通过对现有常规液体火箭发动机脉动压力测量参数引入,解决了常规液体火箭发动机在工作过程中以往无法对不稳定燃烧现象的监测及其有效评估问题。并为研究发动机工作状态和评价发动机工作性能提供了重要手段。

液体火箭发动机试验流量测量技术研究

介绍了液体火箭发动机试验推进剂流量测量技术与方法,阐述流量测量系统设计要点、传感器的选择与安装工艺、现场校准技术、信号调理器设计、抗干扰措施、数据分析与提供方法。文中论述的测量技术实现了发动机试验流量参数的准确测量,为发动机性能评价提供准确、可靠的依据。

构建基础研究平台,推动液体动力技术创新发展

阐述了液体动力技术基础研究的内涵,从液体动力装置的技术复杂性和严酷的工作环境两个层面对基础研究的重要性进行了论述。探讨了液体动力技术基础研究两大领域、6个技术分支和23个具体研究方向的主要研究内容。简要介绍了目前所拥有的研究能力和已取得的部分研究成果,提出了未来发展思路和措施建议。

摇摆软管低温疲劳试验关键技术研究

为有效考核液体火箭发动机的工作可靠性,需要通过地面试验验证摇摆软管低温疲劳特性。摇摆软管低温疲劳试验系统承担试验时涉及的摇摆环境模拟、低温压力环境模拟、轴压平衡等关键技术。摇摆驱动分系统利用水平放置的2个液压伺服油缸作为驱动单元驱动十字轴带动摇摆软管摆动,模拟摇摆软管的安装边界及摇摆工况。低温压力供应分系统向摇摆软管内腔输送一定压力的液氮,模拟摇摆软管低温以及内压环境。内压平衡子系统通过设置在摇摆软管内的轴压平衡装置平衡内腔压力产生的轴向载荷,避免在内腔压力作用下伸长。某型氧化剂摇摆软管低温疲劳试验结果表明:摇摆软管低温疲劳试验系统能够实现摇摆软管双向摇摆和单向摇摆等疲劳试验工况,试验环境和边界条件与摇摆软管实际工作状态基本一致,试验参数满足要求。

航天液体动力技术发展水平评价体系初探

航天动力系统是航天装备的“心脏”,是太空活动的重要基础和核心保障,航天动力技术发展水平直接关系到国家进出空间、探索空间、利用空间的能力,能否拥有国际领先、成熟可靠的航天液体动力技术,发展性能先进、自主可控的航天液体动力产品,则是我国从航天大国迈向航天强国的重要标志。当前,我国尚缺少规范的、能够对航天液体动力技术发展水平进行科学、量化评价的方法,随着我国建设航天强国脚步的加快,型号任务的不断增加和型号需求的不断扩充,迫切需要建立起一套科学合理、要素完善的航天液体动力技术发展水平评价体系。

液体火箭发动机三轴向虚拟振动试验技术研究

振动试验是液体火箭发动机结构可靠性评估和力学环境适应性验证的重要内容。相比单轴振动试验,三轴向振动试验能够更加真实地模拟产品的实际受力状态。开展三轴向虚拟振动试验研究,对于预示发动机动态响应,指导结构设计优化,以及研究修改单轴向振动试验输入谱以适用于三轴向振动试验都具有重要的研究价值。针对液体火箭发动机的振动问题,利用三轴向振动台的控制方法和有限元仿真技术,逆向构建了某三轴向振动台的虚拟振动试验系统。基于Patran有限元平台将某型号产品和振动台模型进行联合仿真动力学建模,以发动机正弦振动和随机振动试验条件作为动力学响应分析的载荷边界,利用Nastran进行三轴向振动问题求解。通过与实际的振动试验结果的对比和修正,获得精确的三轴向振动台和产品仿真模型、精确控制方法等,为液体火箭发动机结构振动响应预示、薄弱环节识别提供虚拟试验技术手段。

涡轮泵水力试验系统扭矩现场校准技术研究

为有效解决液体火箭发动机涡轮泵水力试验系统扭矩现场校准的难题,提出了一种基于力偶矩加载原理的扭矩现场校准技术。简要地介绍了该套装置的结构组成和技术难点,并对不确定度进行了分析。

发动机高模试验技术研究

基于ANSYS软件平台,建立了发动机高模试验系统传动轴强度和疲劳数值仿真模型,并进行了数值仿真与分析计算,研究了传动轴强度和疲劳与位移之间的关系,得出了传动轴设计准则。通过对发动机高模试验系统扩压器与氮气破空设备的研究、分析与计算,得出了储能气缸和氮气破空环管的设计准则。采用该设计准则设计的发动机高模试验系统解决了发动机试验启动过程压力过高、回火严重、发动机喷管变形等问题,试验系统满足发动机设计对高模试验的要求。通过该试验系统考核的发动机已成功应用于发射卫星的运载火箭系统。

变推力发动机高模试验真空压力测量技术研究

变推力发动机高空模拟试验中真空压力是关键参数,对于76 km高空环境试验系统,真空压力测量的准确性是判断发动机能否点火的重要依据。重点介绍了真空压力测量技术在承担76 km高空环境试验中的应用,研究了试验环境下高真空计的分段测量,以及真空计的安装工艺、测量工艺和现场校准技术,实现了76 km真空压力的准确测量。

煤基航天煤油基础油加氢脱金属工艺优化及动力学研究

在小型固定床加氢装置上,进行了煤基航天煤油基础油加氢脱金属(HDM)实验,通过响应面分析法优化了HDM工艺条件,研究了反应压力、LHSV和反应温度对HDM反应的影响。根据实验数据,采用Levenberg-Marquardt法对各动力学参数拟合,建立了煤基航天煤油基础油HDM反应动力学方程。实验结果表明,在高温、高压和低LHSV条件下HDM反应达到了较好的脱除效果,且对HDM反应影响最大的因素是LHSV,其次是反应温度和反应压力。优化得到的HDM工艺条件为:反应压力11.64 MPa、LHSV1.6 h^-1、反应温度621.9 K;加氢后产品油中金属含量预期可降至1.28μg/g。煤基航天煤油基础油HDM反应为1.1级反应,活化能为87544 J/mol,模型相对误差为3.51%。

基于分布式处理的航天试验大数据分析研究

随着航天技术的不断发展,航天试验任务过程中产生并存储了大量数据、图像及音视频等信息,数据存储在网络附属挂载存储(NAS)阵列中,通过顺序或低级并行程序进行处理,难以满足性能、可用性和智能性的需求。针对航天领域测控网试验数据的特点,采用服务器集群架构构建分布式文件系统,并在服务器阵列级设计了数据统计分析算法,有效提升了分析效率及存储的安全性,为航天领域的大数据处理提供了数据支持。

氧化亚氮基单元复合推进剂技术研究述评

氧化亚氮基单元复合推进剂具有无毒、高比冲、使用系统简单等诸多优异性能,有望替代传统肼类推进剂用于多种航天器。本文综述了国内外在氧化亚氮基单元复合推进剂的配方体系、发动机设计、燃烧过程及安全性等方面的研究进展,结合我国液体推进剂实际现状,提出了开展氧化亚氮基单元复合推进剂的研究思路。