诱导轮对高速液氧泵空化流场影响研究

高抗空化诱导轮可以改善液氧泵的空化特性,提高大推力火箭的可靠性。基于计算流体力学方法,建立了高速液氧泵的流动仿真模型,通过三组试验工况验证了模型准确性,研究了诱导轮叶片数对液氧泵性能和空化特性的影响。结果表明:使用诱导轮可以减小离心轮空化面积,代偿离心轮的汽蚀,提高液氧泵扬程;在入口流量和出口压力不变的条件下,增加诱导轮叶片数,液氧泵的效率增加,扬程降低,离心轮空化面积增加,诱导轮代偿离心轮汽蚀能力削弱。综合考虑液氧泵性能参数和空化特性,三叶片诱导轮能够满足大推力液体火箭的高可靠性要求。

液氧甲烷重复使用运载器关键技术发展研究

基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器在重复使用和使用维护方面具有优良的性能,成本更低。世界各国正在加速开展相关研究及工程研制,典型代表包括火神运载火箭、朱雀二号运载火箭等。对基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器的技术特点、面临的技术挑战进行分析,并基于此提出后续重点研究内容,包括重复使用总体设计与评估技术、上升再入返回着陆一体化制导导航与控制技术、大尺寸轻质结构与制造技术、重复使用液氧甲烷发动机技术、健康管理预测与重复使用运行维护技术、重复使用热防护技术等,为后续开展液氧甲烷重复使用运载器工程研制奠定基础。

液氧煤油火箭海上发射基本方案及关键技术分析

海上发射火箭在提升火箭运载能力、降低残骸坠落风险等方面具有极大优势。我国已成功实施多型固体火箭海上发射任务,相比固体火箭,液氧煤油火箭具有更高的比冲和环保性。根据液氧煤油火箭陆基发射的特点规律和固体火箭海上发射任务流程及实施方案,研究了海射系统港口基地、海上发射船、运载火箭、保障船等运行的基本方案,提出海上发射任务实施流程,分析了牵制释放、连接器零秒脱落和自动对接、无人值守推进剂加注技术在海上发射火箭中的重要意义,以及需要解决的关键技术难题。

液氧液氢发动机领域知识图谱构建与应用

液氧液氢发动机作为航天领域的关键分系统,为有效开展其研制过程的智能化转型工作,针对液氧液氢发动机领域构建知识图谱,在储备领域知识的同时,提高科研生产人才的培养能力。针对液氧液氢发动机领域特点,对领域语料标注、领域知识识别、实体关系识别3个方面进行了研究,在此基础上进行了领域知识图谱的构建,并从领域知识搜索、知识推荐、探索式分析3个角度梳理了其业务应用模式。形成了液氧液氢发动机领域知识体系,并提出构建方法和应用模式。研究结果为航天领域智能化转型提供了参考。

液氧甲烷变推力发动机螺旋槽再生冷却传热特性研究

为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试验结果相比,冷却剂温升误差为4.3%,压降误差为1.1%,喉部处外壁温误差为-11%,在工程计算可接受范围内;相比于直槽,螺旋槽再生冷却能有效降低燃气侧壁温,同时,在宽范围变推力条件下,实际功率水平越低,冷却剂温升、压降越小,喉部燃气侧壁温越低,但“传热恶化区”内的壁温最大值反而越高,当发动机推力由额定工况的75%调整至20%时,燃气侧壁温的最大值由1 351 K增大至1 399 K;综合考虑壁面温度及冷却剂的压力损失,本文对冷却通道开展优化设计,对比四种冷却通道方案的传热性能,其中,方案4为最优方案,20%额定功率水平工况时,冷却剂温升为491 K,压降为0.34 MPa,燃气侧壁温最大值也仅为1 297 K,较初始设计方案降低了102 K,远低于材料的极限温度。

诱导轮液氧空化流动特性数值仿真

诱导轮是决定涡轮泵抗空化能力的关键部件,为了揭示诱导轮内部液氧空化流动特性,建立了基于能量方程源项修正的低温空化数值计算方法,同时耦合了液氧物性随温度变化关系,利用经典低温空化和诱导轮空化试验数据进行了充分验证,对某三叶片诱导轮内部液氧空化流动进行了仿真分析。结果表明:低温介质空化过程中与周围液体存在剧烈的能量交换,但只有一部分空化溃灭释放的热量被传递至周围流场,通过调节能量方程源项中空化溃灭释热比例可使空化区尾部温度场预测精度提升0.5%。对比等温计算,考虑热效应后,液氧空化区范围和内部汽相体积分数大幅减小,对流道的阻塞程度降低,有效延缓了诱导轮扬程断裂。对3种温度下液氧空化流动进行仿真研究,发现液氧温度越高,空化范围越小,同时空化区温降越大,诱导轮空化性能改善也越显著。

液氧中水分与二氧化碳冰晶杂质特性可视化实验及分析

针对低温推进剂中高沸点杂质过冷结晶可能堵塞滤网影响输送的问题,本文设计并搭建了能够显微观察液氧中冰晶与二氧化碳杂质状态的实验系统。可视化研究了不同温度液氧中微量水、二氧化碳杂质的生成及性状变化特征。发现当水分、二氧化碳共存于液氧时,部分水分率先形成细密冰晶,并与二氧化碳一同生成松散絮状结构;当该结构内的水冰晶达到饱和态后,其形状基本不再改变,而残余的水分逐渐形成游离态冰晶;絮状结构在90K降温到65 K的过程中发生崩解,杂质的平均尺寸减小了50%以上,有利于含杂质液氧通过滤网。研究所获得的微量杂质冰晶性状变化规律,可为实际应用中火箭充注管路滤网设计和流动阻力计算提供实验参考依据。

液氧液甲烷同温共底贮存瞬态热力特性仿真研究

针对大面积冷屏保护下的液氧/液甲烷同温共底贮箱,建立了耦合真空多层绝热与主动制冷系统的瞬态传热模型,研究了液氧/液甲烷共底自增压与零蒸发贮存过程中贮箱外部绝热结构与内部气液相的热力参数变化规律,讨论了共底夹层采用不具有绝热能力的材料对液氧/液甲烷共底零蒸发贮存特性的影响。研究结果表明,在适当的冷量输入条件下,大面积冷屏方案可以实现外界漏热的有效阻挡;采用铝合金共底夹层有利于稳定液氧和液甲烷的共底贮存状态,使液氧/液甲烷在20 h内快速达到热平衡;在零蒸发贮存周期内,液氧/液甲烷共底贮存温度波动小于0.2 K,压力波动小于2.46 kPa且具有抗热扰动的能力。

微重力下火箭推进系统液氧贮箱内气泡脱离半径研究

研究微重力下液氧贮箱内气泡脱离半径是运载火箭推进系统推进剂在轨沸腾与换热计算的基础.与常重力和低重力环境不同,微重力下Marangoni效应变得突出.为了求解气泡脱离半径,构建包含浮力、惯性力、压差力、表面张力、黏性阻力和Marangoni力的气泡动力学模型.针对现有Marangoni力计算公式适用范围狭窄的问题,依托数值仿真方法,拟合得到了更精确的修正因子计算公式,进而扩充了Marangoni力计算模型的适用范围.使用运载火箭液氧贮箱常规工作压力0.3 MPa下的饱和液氧物性参数,计算得到气泡所受合力随半径的变化关系以及气泡脱离半径随重力的变化关系.结果表明,气泡的脱离行为可以由微重力区、过渡区和低重力区三个区域来划分.微重力区内可以形成厘米级甚至米级的大气泡,而低重力区内只能形成0.1 mm级的小气泡.相比之前的模型,本文模型可以同时适用于三个区,更全面地揭示了微重力下液氧贮箱内的气泡脱离特性,可以为液氧贮箱换热特性分析提供理论支撑.

不同设计参数对液氧甲烷发动机喷管效率的影响

为了更好更快地计算喷管性能,采用特征线法加附面层修正的方式开发了一种二维喷管化学动力流场计算程序,针对某液氧甲烷发动机计算了不同设计参数对应的喷管流场,研究了不同设计参数对喷管效率的影响,设计参数包括推力、室压、喷管面积比和喷管出口角等。计算喷管效率时考虑了几何损失、附面层损失、化学动力损失。结果表明使用程序计算能够准确快速获得工程上重视的设计指标,大大提高了仿真效率,可用于喷管型面优化。

液氧加注系统流量计选型及使用

液氧作为一种清洁高效推进剂广泛应用于国内外主流运载火箭。为保证液氧加注精度及加注过程安全,液氧加注系统设置了流量计对加注流量进行监测。根据液氧加注系统流量测量需求及使用工况,流量计选型主要考虑的因素包括:1.流量计接液部分材料应满足介质相容性要求,并具有耐低温适应性;2.流量计使用工况存在气液两相流,要求在气液两相流较大流量具有工作安全性和可靠性;3.流量计防爆型式应满足液氧场合使用要求。综合选型要求和行业应用经验,该型号液氧加注系统选用涡街流量计,介绍了流量计使用相关要求和数据采集设置方法。

液氧致裂爆破技术在露天矿山的应用

液化氧气致裂岩体是当今发展的一种新兴爆破技术。采用现场试验的方法,对爆破振动测试数据以及致裂爆破效果进行对比分析,研究此技术在露天矿山应用的实际效果。结果表明:液氧致裂爆破技术在实施过程中无任何有害气体产生,对周边永久边帮振动破坏小。爆破后无明显飞石产生,最大限度地减少了对周边的硬性破坏。该技术适用于对爆破扰动控制要求高的特殊环境下的爆破,具有推广意义。

液氧相变气体膨胀技术在隧洞开挖中的应用研究

为了实现在不许可使用炸药爆破条件下的隧洞快速开挖施工,应用新型氧气膨胀破岩技术,成功探索、研究、总结出一套适用于一般隧洞开挖的掏槽、扩槽、辅助、周边孔气体膨胀破岩施工方法,详细给出了适用于隧道开挖的优化钻爆参数。隧洞穿越的山体为花岗岩,试验研究段属于Ⅳ~Ⅲ围岩,岩石的抗压强度为90~100 MPa,非常坚硬,解理裂隙比较发育,可爆性一般。采用现场试验研究方法,经过不断总结、改进、优化,对于面积约65 m^(2)的隧洞,实现了2 d一个循环,平均循环进尺约2.5 m,基本满足在不能使用炸药爆破情况下一般隧洞快速开挖施工的要求。研究表明:新型气体膨胀破岩技术可以在坚硬岩体中进行隧洞开挖,具有操作安全、破岩效率高、不涉及民爆物品和易制爆危险化学品、不产生爆炸冲击波、振动幅值较低等优点,可有效地解决复杂环境下不许可使用民爆物品及使用机械法开挖进度慢的问题。

重复使用液氧贮箱设计、制造与试验研究

重复使用贮箱是重复使用运载器的关键部件,使用寿命长,受力复杂,构型独特,是重复使用运载器研制的难点,为找到一种科学合理的研制方法,本文对重复使用液氧贮箱的设计、制造与试验进行研究。在传统火箭贮箱研制的基础上,进行了创新研究,阐述了设计思想、设计理念和贮箱材料选择,发明了液氧贮箱的前支撑、消能器与箱内附件的连接结构;对箱底的成型工艺和箱体的焊接方法进行研究得出:整体旋压成型工艺优于传统的瓜瓣拼焊工艺,真空电子束焊接可以保证箱体质量和尺寸精度;关于试验的创新包括用试片级前支撑结构选型试验和强度极限试验取代全尺寸真实环境试验,进行箱外消能器测试而不是箱内测试,以及将光纤检测技术纳入传统的箱体静力试验。

医院液氧空温汽化器除霜系统的设计探讨

目的:液态空温汽化器转变为气态的过程中会大量吸收热量,为避免汽化器表面结冰时液态氧气化速率的不利影响,特研制出一种智能型除霜装置。方法:利用医院液氧站值班室的空调为空温汽化器除霜、抑制冰霜生成,通过反复循环制冷和加热的方式,将汽化器表面的霜冰层融化,并将水排出,保证最不利工况下汽化器的全天候正常运行。结果:只要肋片出口端外表面结霜厚度达到7 mm以上,汽化器出口温度就不能保证。若环境温度控制在10℃,即可解决空温汽化器全天候运行的结霜问题。结论:利用液氧站值班室的空调为空温汽化器除霜、抑制冰霜生成是可行的,是解决已投入使用的液氧站空温汽化器冬季结霜、冰比较严重的有效办法。

医用制氧机与液氧(罐)供氧经济技术分析

氧是现代医学中必不可少的一种气体,对人体的各个脏器有很大的保护作用,也是许多科室在诊断和治疗患者的时候,需要使用到的一种辅助物质。随着住院患者的增加,对氧的需求也越来越大。医疗制氧机与液氧罐的使用规模与数量,使用费用与运输费用,是提高医院运营费用的重要因素。如何保证医用消耗品的安全、可靠、有效地使用,已成为各大医院管理者十分关心和迫切需要解决的问题。因此,本文重点对2种供氧方式进行了分析,即医用制氧机和液氧罐供氧,并对其操作费用和安全性进行了讨论,以期能为今后的医学事业发展提供一些参考。

空分高压液氧泵运行优化探析

简介液氧泵的配置,详细分析了液氧泵运行中存在的问题,针对液氧泵运行的问题进行优化改进,简述了液氧泵启动以及运行中注意事项,确保液氧泵长周期稳定运行。

小流量高扬程离心式后备液氧泵在水煤浆气化炉倒炉中的应用总结

论述了空分装置后备氧系统采用国产小流量高扬程离心液氧泵在气化炉倒炉过程中投入使用的过程,介绍了后备系统液氧泵增加氧气供应来实现水煤浆气化炉高负荷倒炉的方法、过程及注意事项,并对后备系统液氧泵投入使用进行总结。

美国商业航天公司液氧甲烷发动机研制进展

早在20世纪60年代,液氧甲烷发动机的概念就已提出,但在当时并没有得到航天大国的重视,苏联和美国的研究重点分别放在液氧煤油发动机和液氧液氢发动机上,在液氧甲烷发动机方面仅进行了一些技术研究。近年来,可重复使用运载器动力的需求提出后,液氧甲烷发动机因具有无毒环保、高比冲、易于重复使用等综合优势,能够较好地满足低成本火箭发射需求,因而受到各商业航天公司的青睐,在其推动下,液氧甲烷发动机技术突飞猛进,一批成熟度各异有代表性的型号脱颖而出。

130吨级液氧煤油发动机重复使用技术研究进展

130吨级重复使用液氧煤油发动机是某新型重复使用运载火箭的一子级主动力装置,满足火箭一子级垂直起降重复使用需求,具备两次点火起动、低入口压力二次起动、快速推力调节和健康监测等功能,并已完成多次重复使用试车考核,通过热试车初步验证了重复使用火箭发射和回收等飞行任务剖面。研制团队继承了120吨级高压补燃循环液氧煤油发动机的成熟技术和可靠性成果,提出发动机健康管理、寿命评估和维护维修等重复使用技术需求和发展方向,130吨级重复使用液氧煤油发动机能够快速满足我国垂直起降重复使用运输系统需求。