卫星并联贮箱均衡排放的研究

在双组元卫星推进系统设计过程中,为保证发动机入口混合比满足设计状态,需要通过调节燃料和氧化剂支路的管路流阻来实现,常规方法为通过多次地面水试试验,对各支路安装的节流孔板进行修正。根据某型号卫星的管路布局,基于AMESim建立并联贮箱均衡排放的预测模型并在后续的地面水试试验中进行验证。试验验证了仿真模型的可行性,提出了仿真模型的修正参数,修正后的仿真模型可以较为准确地预测该型号后续卫星的孔板尺寸,节约了地面水试试验的时间,可为缩短卫星型号研制周期提供帮助。

卫星推进剂在轨补加技术进展

在轨补加技术利用服务航天器对目标航天器进行推进剂补给,为目标航天器提供了全新的生命力,提升了任务适应能力,拓展了任务范围,为航天事业发展带来了新机遇。本文介绍了国内外卫星在轨补加技术的进展,并对卫星补加技术发展趋势进行了展望。

套筒角度对三级旋流燃烧室燃烧性能的影响

为了更加深入地掌握小尺度三级旋流燃烧组织方法,开展了单头部与多头部模型燃烧室在不同进口速度和油气比参数下的燃烧性能试验研究。研究结果表明:同单头部燃烧室燃烧性能相比,三头部燃烧室的各项主要燃烧性能均得到不同程度的恶化,相同工况下三头部燃烧室的点火油气比和贫油熄火油气比较单头部燃烧室分别提高了约25%,100%,分析认为三头部燃烧室性能的恶化主要是由于套筒角度不合理,导致相邻两个主燃区气流之间存在相互干扰,而该干扰在低油气比时尤为明显;对于多头部燃烧室试验件而言,套筒角度过大或过小均会导致燃烧性能恶化,合理的套筒角度对多头部甚至全环燃烧室至关重要,得到的最佳套筒角度为37.5°。

基于蒸发式值班稳焰的涡轮基组合燃烧室燃烧性能研究

对涡轮基组合循环发动机（Turbine based combined cycle,TBCC）组合燃烧室进行了试验研究。研究首先设计了组合燃烧室模型及相关的试验系统,并在此基础上开展了不同工作模式下,进口速度系数、温度和油气比对燃烧室燃烧性能影响的试验研究。研究结果表明：随着外涵进口速度系数（λ=0.25～0.40）的增加,点火总油气比、贫油熄火总油气比均增加,燃烧效率提高;随着外涵进口温度（343～473K）的增加,点火总油气比和贫油熄火总油气比减小,燃烧效率提高;随内涵进口速度系数的增加,燃烧效率提高。试验中获得最小点火总油气比为0.0045,最小贫油熄火总油气比为0.002。

可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火性能试验

为了研究可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火性能,设计了一个可变几何单凹腔驻涡燃烧室,通过改变凹腔前进气槽的开度,实现对凹腔当量比的控制,并在此基础上进行了贫油熄火性能试验。试验在常压状态下进行,采用航空煤油作为燃料。试验中的主要研究参数如下:进口温度在287~487K变化;进口马赫数在0.2~0.3变化。研究结果表明:可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火油气比随着进口温度的增加而减小,随着进口马赫数的增加而增加;保持进口马赫数为0.25不变,当进口温度为287K时,贫油熄火油气比随着凹腔前进气开度的减小先增加后减小,而当进口温度逐渐升高到487K时,这一趋势逐渐转变为单调减小;保持进口温度为487K不变,贫油熄火油气比随着凹腔前进气开度的减小而减小。

联焰板宽度对单凹腔驻涡燃烧室冷态流场特性影响的试验研究

为了研究联焰板宽度对单凹腔驻涡燃烧室冷态流场特性的影响,设计了一个带扩压器和机匣的单凹腔驻涡燃烧室,并在此基础上通过改变联焰板宽度进行了冷态流场试验。试验在常温常压状态下进行,试验中的主要研究参数如下:在保持联焰板数目不变时,联焰板宽度分别为40mm,30mm,20mm;在改变联焰板数目时,联焰板数目分别为1,3。研究结果表明:在主流中心(PM)截面上,凹腔内存在双涡流动结构,主涡位于凹腔的中间位置,约占凹腔区域面积的80%;副涡位于主涡与主流之间,约占凹腔区域面积的20%。在联焰板中心(PA)截面上,不同的联焰板宽度会形成两种不同的流线形态,当联焰板宽度较宽时,凹腔内为单涡流动结构,仅存在主涡结构,主涡回流气流沿联焰板向火焰筒下壁面流动;当联焰板宽度较窄时,凹腔内为双涡流动结构,主流气流卷入联焰板后。联焰板宽度对流场特性的影响可以总结为:当联焰板宽度减小时,在PM截面上,凹腔副涡涡心位置在轴向上向上游移动,在径向上向主流移动,主流气流向凹腔扩张程度变小;在PA截面上,联焰板后出现主流和旋涡结构。

旋向组合对小尺度三级旋流燃烧室性能的影响

为了研究小尺度三级旋流燃烧室的燃烧性能,对头部为同旋向组合和反旋向组合的四种三级旋流器的燃烧室在不同进口速度和油气比参数下的燃烧性能开展了常压试验研究。研究结果表明:从燃烧室的主要燃烧性能来看,内旋流器旋向与燃油喷嘴旋向相反时的点火性能最佳,点火油气比为0.009;三级旋流器同旋向时贫油熄火性能最好,贫油熄火油气比约为0.0033;中间旋流器反旋向时燃烧效率最高,旋向组合对出口温度分布系数的影响相对较小。

国内高校重点实验室火箭发动机发展现状

火箭发动机技术是航天技术的重要组成部分,随着现代航天事业的发展,国内外开展了大量针对火箭发动机的研究工作。介绍国内高校重点实验室在液体火箭发动机、固体火箭发动机及电火箭发动机等方面的发展现状,为相关领域研究人员的预研、方案论证、设计、型号研制、发展规划等工作提供参考。

卫星推进自适应流量闭环调节技术

针对目前液体火箭发动机推进系统中并联贮箱不均衡排放问题,设计一种基于并联贮箱均衡排放的自适应流量闭环调节系统。该系统由可编程控制器和比例电磁阀组成,通过PLC输出电流使比例电磁阀打开,随后PLC计算采集流量与目标流量的差值。当差值在精度以外时,PLC稳定输出电流调节比例电磁阀开度;当差值在精度以内时,保持比例电磁阀开度,完成流量调节。经试验验证了该系统的可行性。

单凹腔驻涡燃烧室值班油气匹配研究

为开展单凹腔驻涡燃烧室值班油气匹配思路研究,采用试验研究方法,在燃烧室进口压力、温度以及马赫数分别为0.101MPa,487K,0.25,燃料为航空煤油的条件下开展试验。试验中主要研究了4种不同总油气比0.0093,0.0124,0.0155,0.0186,以及对应相同总油气比下不同凹腔油气匹配思路,即通过更改凹腔进气结构,在总油气比一定的情况下,调节凹腔当量比Φca。研究结果表明:凹腔内的油气匹配对燃烧效率影响显著。当总油气比<0.0155时,不同凹腔当量比的燃烧效率均随总油气比增大而提高;总油气比>0.0155后,不同凹腔当量比的燃烧效率随油气比的变化规律有所差异,当凹腔富油时,燃烧效率降低;当凹腔由贫转富时,燃烧效率缓慢上升;进一步研究发现,凹腔当量比<1.4时,不同当量比的燃烧效率随总油气比增大均有所增长,在凹腔当量比>1.4后,效率有下降的趋势。因此,在总油气比相同,仅凹腔供油的工作状态,凹腔局部富油时的燃烧效率高于当量比为1时的燃烧效率。凹腔当量比1.4为仅凹腔供油燃烧的最佳当量比。

基于AMESim的卫星推进系统流阻特性研究

根据对某卫星在轨故障模式的分析,针对卫星推进系统流阻特性展开研究。基于AMESim建立两颗卫星氧化剂和燃料的液路模型,通过数值模拟的手段对液路流阻进行计算,并与已有的在轨飞行及地面测试数据进行比较,验证数值模拟模型的有效性,为推进系统流阻的进一步数值模拟提供帮助。

联焰板宽度对单凹腔驻涡燃烧室流线形态的影响

为了研究联焰板宽度对单凹腔驻涡燃烧室流线形态的影响,设计了一个带扩压器和内外机匣的单凹腔驻涡燃烧室,并在此基础上进行了常温、常压状态下的冷态流场试验,试验中设置联焰板宽度分别为40、30、20 mm。研究结果表明:在主流中心截面(PM)上,凹腔内存在双涡流动结构,主涡位于凹腔的中间位置,副涡位于主涡与主流之间;在联焰板中心截面(PA)上,不同的联焰板宽度会形成两种不同的流线形态,当联焰板宽度较宽时,凹腔内为单涡流动结构,仅存在主涡结构,主涡回流气流沿联焰板向火焰筒下壁面流动;当联焰板宽度较窄时,凹腔内为双涡流动结构,主流气流卷入联焰板后方。