基于ADN基液体推进剂的无毒可贮存空间发动机试验研究

对一台基于ADN基液体推进剂的无毒空间发动机进行了试验研究。通过三维PDA(Phase Doppler Anemometry)综合测量系统,获得了发动机喷注器的雾化性能,得到了喷注器雾化液滴空间上的双分支分布以及液滴尺寸上的双峰状分布;通过高空模拟热试车试验,对于发动机的稳态、脉冲工作性能、工作过程中包含的催化分解及燃烧反应特性有了深入理解,研究了发动机启动时燃烧室内的建压和温度抬升过程,揭示了ADN基发动机在点火过程中体现出的点火延迟特性。

空间发动机羽流研究技术发展综述

首先介绍了目前进行空间发动机羽流研究的必要性,同时说明地面试验和数值模拟方法都是研究空间发动机羽流特性的有效手段,两者缺一不可。在此基础上,总结了国内外羽流地面试验关键技术和发展状况。然后,分别总结了国内外最具代表性的空间发动机羽流试验台的组成、真空抽吸方式、主要技术指标和特点,包括美国的J2-A试验舱和CHAFF-IV试验舱,欧洲的CCG羽流污染试验舱和STG低温氦冷羽流试验舱,中国的KM系列空间环境模拟器和PES地面羽流试验台。最后,介绍了与羽流地面试验相关的数值模拟技术的发展,总结了进行羽流数值模拟的模型,重点介绍了常用的DSMC方法的典型应用和基于此方法所开发软件的情况,并针对大密度羽流场和电推进发动机羽流场的特点分别总结了其进行羽流场计算的方法。

ADN基液体空间发动机的实验研究与在轨验证

二硝酰胺铵(ADN)是一种高能量密度、不含氯元素的绿色无毒无机盐类物质。它可以作为氧化剂,与甲醇、水混合后组成ADN基液体推进剂。ADN基液体推进剂作为一种高性能、绿色无毒、可存储的新型推进剂,可以提供相比于传统肼类推进剂更高的比冲性能,代表了空间化学推进技术的一个新的研究方向和发展趋势。主要介绍了北京控制工程研究所研制的ADN基液体空间发动机的实验研究和在轨飞行验证情况。首先,基于可调谐二极管红外吸收光谱(TDLAS)的测量方法,针对一台1 N推力的模型ADN基发动机进行了实验研究,获得了燃烧室内燃气温度、CO与N_2O组分浓度等特征参数随喷注压力的变化关系。然后,介绍了0.2 N,1 N,5 N及20 N ADN基发动机的高空模拟热试车试验情况和主要性能指标。最后,介绍了1N ADN基发动机的首次在轨飞行验证情况。这些研究结果有利于绿色空间推进技术的发展。

空间发动机推力室气相流动分布无量纲表达方法

为探究空间发动机推力室气相流动分布简便表达机制,开展推力室气相介质流动相似性分析.构建空间发动机推力室气相介质流动数值模型,并计算典型结构和工况条件下气相介质流动速度和压力;根据量纲分析方法推导推力室气相介质流动相似准则,借助相似准则提出推力室气相介质流动速度和压力的无量纲表达方法;以正交试验方案组织多种结构和工况参数下的推力室气相介质流动数值计算,并以数值计算结果为输入确定了气相介质流动速度和压力的无量纲表达式.

空间发动机真空起动点火时差及其实现方法

液体火箭发动机在真空中起动时，燃烧室内易产生三相共存的状态，其中凝聚相能引起不正常的起动压力峰而损坏发动机。本文研究了甲基肼和四氧化二氮组合为推进剂时真空起动的点火时差，以便尽量减少着火前上述状态的存在程度。给出了利用控制阀通电时差、充填时差和控制阀响应时差这三种起动方式来实现该点火时差的方法。前两种方法已在某远地点发动机上使用并获得成功。

空间低冰点推进剂发动机宽温域工作特性研究

空间双组元发动机采用MON-25/MMH低冰点推进剂具有低温环境工作优势。对深空探测40 N低冰点推进剂发动机开展地面热试车,研究了不同推进剂温度(-35~25℃)和室压(1.6~2 MPa)下的发动机工作特性,并与NTO/MMH常规推进剂进行比较。结果表明,在推进剂宽温域内,发动机能在额定工况下(混合比=1.65,室压=1.8 MPa)正常地稳态和脉冲自燃点火工作,其燃烧室效率和喉部温度随着推进剂温度降低而轻微地下降。发动机以12~60 ms脉宽持续脉冲工作时产生平均室压冲量为0.021~0.127 MPa·s,各室压波形完整、一致性较好,且基本不受推进剂温度变化影响。与常规推进剂相比,低冰点发动机的燃烧室效率降低了约1%,开机响应时间延长了近3 ms,且存在室压波动幅度增大现象,由于高饱和蒸气压的MON-25喷注气化引起雾化和燃烧过程脉动。室压波动特征频率在150~350 Hz内变化,通过提高室压、降低推进剂温度等抑制气化的方法能有效地减弱波动幅度至常规推进剂水平,并使特征频率消失。

安装热控组件对空间液体火箭发动机工作特性的影响

准确掌握安装不同热控组件后对空间液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响对其在轨使用可靠性至关重要。对双组元150 N发动机开展高空模拟热试车,依次考察了安装头部法兰下表面热控组件、头部包覆多层隔热材料和遮光板对发动机稳态工作特性的影响。结果表明:安装热控组件后,发动机推力输出稳定;头部法兰下表面安装热控组件可以有效隔离高温身部的热辐射,可降温125~160℃,减少30%~44%的法兰温度增长;后续安装的头部包覆多层隔热材料和遮光板对法兰温度分布基本没有影响,头部包覆多层隔热材料会导致头身焊缝温度升高约40℃;遮光板不影响头身焊缝温度,但会增加头部法兰下表面受到的辐射热流。安装不同热控组件对发动机工作性能没有影响,发动机累计稳态工作4163 s、脉冲工作25000次后,多层隔热材料中心约20 mm区域发生烧蚀,此时热控组件仍能有效降低高温身部的热辐射影响,建议增大多层材料中心开孔直径至100 mm以上。

ADN基液体推进剂空间发动机工作过程模拟

二硝酰胺铵(ADN)基液体推进剂是一种绿色环保的新型推进剂,可在小型空间推进系统中使用。该文通过数值模拟对ADN基液体推进剂空间发动机的工作过程进行热流仿真。使用Euler-Lagrange方法描述推进剂的蒸发过程,使用多孔介质局部非平衡模型描述催化床内的传热过程,同时考虑气、液、固三相之间的耦合。使用包含18组分40步反应的ADN-CH3OH简化反应机理来模拟气相物质的燃烧反应。数值计算所得发动机的宏观运行参数与实验值相符。结果表明:多孔介质会将催化床下游和燃烧室内反应所释放热量传导到催化床上游,强化推进剂的蒸发过程。在发动机内部,ADN与CH3OH的反应并不同步。ADN的热解反应发生在入口附近,而CH3OH的氧化反应发生在催化床中下游和燃烧室中。

用于空间绿色发动机蓄换热的泡沫镍材料的性能研究

针对空间绿色单组元发动机热启动工况,搭建了蓄换热实验装置,研究了泡沫镍的厚度、孔密度、体密度等参数对其与流动介质瞬时换热能力的影响。研究表明,泡沫镍的瞬时换热能力随厚度的增加而增强;在孔密度较小时(20~70PPI),比表面积是影响泡沫镍的瞬时换热能力的关键因素,瞬时换热能力随孔密度和体密度的增加而增强;在孔密度较高时(100PPI),流阻成为影响泡沫镍的瞬时换热能力的主要因素,泡沫镍的瞬时换热能力大幅增强,但随体密度的增加变化不明显。搭建了强制对流条件下泡沫材料流阻实验装置,测量和比较了泡沫镍与催化剂的流阻,发现泡沫镍的流阻随孔密度和体密度的增加而增大,所有泡沫镍的流阻均小于催化剂的流阻。从实际应用角度看,应综合考虑蓄换热实验、点火实验结果和对泡沫金属的力学性能要求等多项因素来选择泡沫金属的参数。

双组元150 N自燃推进剂发动机单阀打开脉冲特性

为了研究单路电磁阀打开对采用自燃推进剂的双组元空间液体火箭发动机脉冲工作特性的影响,对150 N发动机开展高空模拟热试车。采用推进剂组合为四氧化二氮和甲基肼,考察了氧化剂路、燃料路电磁阀同时打开和分别单独打开时20、30、50、80 ms脉宽下的发动机脉冲工作特性,脉冲控制周期均为160 ms。试验结果表明:(1)仅氧阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量分别为0.35、0.41 N·s,分别为对应正常工况的11.08%、9.51%;50、80 ms脉宽下平均推力冲量分别为0.47、0.63 N·s,分别为对应正常工况的6.20%、5.33%,四氧化二氮均发生了充分的闪蒸雾化。(2)仅燃阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量值相当,分别为0.17、0.18 N·s,分别为对应正常工况的5.38%、4.18%,甲基肼主要呈液态从喷管出口边缘流出;当脉宽增大至50、80 ms时,甲基肼发生不完全的闪蒸,发动机平均推力冲量随脉宽增大而逐渐增大,分别为0.22、0.31 N·s,分别为对应正常工况的2.90%、2.62%。单阀打开时,发动机脉冲工作产生的推力冲量主要与推进剂的闪蒸雾化程度有关。

振动力矩约束条件下空间机构发动机动平衡优化研究

机构动平衡优化以减小机构惯性造成的机构振动为目的。本文在抽象出摆盘发动机的空间多环RRSSC机构学模型基础上,对其进行自由度分析;根据摆盘发动机结构特点与动力学分析,确定出结构设计变量,考虑到以控制摆盘发动机机座振动和降低噪声为其主要目标,给出了以限定振动力矩下降百分比为约束条件的目标函数,建立动力优化数学模型对其进行优化设计,达到最优动力平衡,所得结果对摆盘发动机的减振降噪与性能提高具有一定的理论与实际意义。

不同组份下硝酸羟胺基液体推进剂电点火及稳定燃烧

为避免硝酸羟胺(HAN)基液体推进剂传统催化点火的延迟时间长、催化剂失活等缺点,同时充分发挥HAN基液体推进剂高能量密度、高比冲等优点,设计并搭建了HAN基液体推进剂静置状态和流动状态下电点火实验系统。制备了4种新型高能HAN基液体推进剂,并开展了静置状态和流动状态下电点火及稳定燃烧实验研究,对比了不同组份下HAN基液体推进剂点火及稳定燃烧的影响。甲醇的添加抑制了推进剂的活性,推进剂分解过程变得缓慢且没有观察到持续稳定燃烧的火焰。掺混15%乙腈的推进剂在火焰高度和点火延迟时间等方面都表现出优异性能,流动状态下在关闭加载电压后能通过自分解维持火焰的燃烧。研究结论为设计电点火方式下的空间发动机结构提供参考。

狭小空间内螺栓自动拧紧方法试验研究

航空发动机内部空间狭小,提出一种自动拧紧方法,将拧紧分为一次拧紧过程和二次拧紧过程。针对二次拧紧展开研究,研究扭矩法和扭矩-转角法的加载步长、转动角度和初始力矩对拧紧力矩的影响,验证自动拧紧方法的可行性和力矩一致性,通过对试验结果分析,验证了扭矩-转角法能够提高扭矩稳定性,分步加载方法可以提高螺栓拧紧质量,扭矩-转角法的扭矩值与转动角度之间呈现线性关系,初始扭矩值越小能有效提高扭矩控制精度,扭矩-转角法显著降低扭矩衰减。

空间碎片再利用新型推进技术研究

空间碎片可作为新型推进的工质来源,空间碎片实现再利用对延长航天器的在轨寿命具有重要意义。本文分别对空间碎片粉末化处理技术和空间碎片加速技术进行研究,设计了基于超声振动雾化技术的粉末化模块和基于微阴极电弧技术的空间碎片发动机模块,完成了空间碎片推进模块的方案设计,未来可实现在轨能源转化,达到延长航天器使用寿命的目的。

碎片清理发动机概念探索

提出空间碎片发动机的新概念和一种空间碎片清理的新方式.空间碎片发动机立足于空间碎片清理工作,将捕获到的空间碎片通过机械方式分解后,使用球磨等物理方式将碎片粉碎到一定细度,并通过电子束充电使粉末带电.带电粉末在静电粉末加速器中加速后高速喷出,为空间碎片清理航天器进一步变轨提供动力.这些带电粉末将在太阳风及地球磁场的作用下飘离地球周围.一方面,该碎片发动机清理了地球周围的空间碎片,为人类可持续利用空间环境提供保障,另一方面,为航天器获得动力提供足够工质,延长了清理器在轨寿命和飞行距离,提高了单次发射的工作效能.此外,由于航天器不需要携带大量燃料,可持续的推进剂供应,也将为小行星探测和行星际航行提供更好的思路.

内置式深冷泵抽速计算及数值模拟研究

基于全舱布泵概念设计的内置式深冷泵是真空羽流效应实验中维持真空舱内动态真空度的关键设备。对基于麦克斯韦速度分布假设的内置式深冷泵抽速计算公式分析发现,该式不适用于带喷流的空间发动机羽流实验舱内的动态真空度和冷板面积计算。采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法对所设计的内置式深冷泵的抽速和真空舱内的动态真空度进行了数值模拟研究,结果表明DSMC方法在给定条件下能更准确地计算带喷流的空间发动机羽流实验舱内的动态真空度和冷板面积,计算结果与国外同类实验中空间发动机喷流流量与所需冷板面积的计算结果一致。

真空环境下液体射流雾化特性的实验研究

为研究真空环境下液体的雾化特性及其影响因素,建立了真空环境喷雾实验系统。用水模拟液体推进剂,真空环境舱的初始真空度小于10Pa,采用高速动态分析系统测量了喷雾场。结果表明,真空环境下液体射流的闪蒸是其破碎与雾化的主要因素之一;喷射速度较低时喷口发生结冰现象;随着喷射雷诺数的增大,破碎长度变长而雾化锥角减小;喷射速度相同时,喷嘴直径增大,破碎长度和雾化锥角随之增大。

Research on methods of designing and building digital seabed database

With a review of the recent development in digitalization and application of seabed data, this paper systematically proposed methods for integrating seabed data by analyzing its feature based on ORACLE database management system and advanced techniques of spatial data management. We did research on storage structure of seabed data, distributed-integrated database system, standardized spatial database and seabed metadata management system in order to effectively manage and use these seabed information in practical application. Finally, we applied the methods researched and proposed in this paper to build the Bohai Sea engineering geology database that stores engineering geology data and other seabed information from the Bohai Sea area. As a result, the Bohai Sea engineering geology database can effectively integrate huge amount of distributed and complicated seabed data to meet the practical requisition of Bohai Sea en-gineering geology environment exploration and exploitation.

Study on Feasibility of Reusable Rocket Launching Technology by Use of Scramjet and Maglev Technologies

The scramjet and maglev engineering technology development and trends at home and abroad are firstly presented in this paper. A new launch mode of space transportation system is proposed based on scramjet and magnetic suspension technologies, and its key technologies required are given. This paper also makes analysis on using scramjet and magnetic suspension technologies to launch a reusable rocket, and the results show that a normal temperature conductor maglev launch system is feasible.

Parameters and Trajectory Overall Optimization Design of the Combined Cycle Engine Reusable Launch Vehicle

Reusable launch vehicle is an important way to realize fast,cheap and reliable space transportation.A combined cycle engine system provides a more efficient and flexible form of power.The investigation on the research status of the combined cycle engine technology,including basic principle,research programs and classification of structure is firstly discussed in this paper.Then the bilevel hierarchical and integrated parameters/trajectory overall optimization technologies are applied to improve the efficiency and effectiveness of overall vehicle design.Simulations are implemented to compare and analyze the effectiveness and adaptability of the two algorithms,in order to provide the technical reserves and beneficial references for further research on combined cycle engine reusable launch vehicles.