圆环筒贮箱液体绕横轴的有效转动惯量

航天器贮箱内液体绕横轴和纵轴的有效转动惯量参数是飞行控制系统仿真分析的重要基础,本文分析整理了航天器圆环筒形平底贮箱内液体的有效转动惯量计算方法,依据自由液面平底圆环筒贮箱平动和绕质心横向转动激励下的液体晃动力与力矩的解析表达式,推导了激励频率趋于无限大时,液体平动晃动合力作用点所在位置和绕质心的有效转动惯量表达式,并在平底圆筒条件下利用移轴定理,验证了与液体惯性中心所在位置和绕惯性中心有效转动惯量的一致性。分析了贮箱深度和内、外径比对液体转动惯量的影响规律,补充完善了液体转动晃动特性的理论分析成果。

过滤结构对贮箱增压用燃气发生器输出性能的影响

针对某液体姿控发动机贮箱增压用低燃温燃气发生器,开展了内部过滤结构对其输出性能影响的试验研究。试验验证及结果分析表明:燃气发生器内部压强曲线的升高是由贮箱与过滤结构的共同影响造成的;即使贮箱反向压力不超过喷管临界压强,但在反向压力作用下药剂燃烧产生的固体残渣更易堵塞过滤层成为二次喉道,使燃气发生器内部工作压强依然持续升高;在满足燃气洁净度及降温吸热的前提下,采用低燃温复合推进剂的贮箱增压用燃气发生器的过滤层相对密度不宜超过0.45。

基于多纤维RVE和聚类分析的低温复合材料贮箱跨尺度计算

采用碳纤维增强复合材料贮箱可显著减轻运载火箭的质量,但贮箱在低温环境中机械-热载荷作用下的分析方法有待研究,尤其是要准确地考量纤维与基体间产生的细观热应力。采用包含多根纤维的代表体元模型,结合基体、纤维失效准则,建立了细观应力场及失效预测模型,并采用k-means聚类方法开展降维计算,提出了一种高效、高精度复合材料贮箱跨尺度分析方法。结果显示:该方法能够根据纤维和基体的热、力学常数准确地预测复合材料单层板的弹性常数和破坏强度;结合某贮箱模型,模拟了机械-热载荷共同作用下复合材料贮箱渗漏失效的发生过程,给出了明确的失效载荷及失效状态。

板式贮箱排空过程的在轨实验和仿真研究

板式推进剂贮箱的排空性能决定了推进剂的利用率,同时排空过程推进剂质心的变化会影响贮箱乃至卫星质心的稳定,因而是值得关注的.文章提出了一种球形全管理板式贮箱的设计,包含4片导流板、4片小蓄液片和一个中心柱.在中国空间站上开展了贮箱模型的流体输运和排空实验,并建立贮箱的非结构网格模型,开展匹配空间站排空实验的仿真分析,通过实验和仿真的液体流动速度对比验证了网格模型和仿真方法的准确性.基于该网格模型,开展微重力下排空过程仿真、微重力下稳态气泡形貌仿真和机动加速度下排空过程仿真,展现了气泡形貌受板式结构尤其是中心柱的影响在单侧气泡和环形气泡间的转变,发现在排空过程中推进剂质心的跳变,揭示微重力下贮箱形成环形气泡的条件,机动加速度下的排空仿真显示该贮箱模型排空率高达99.95%,验证了该型流体管理装置的排空性能.文章的实验和仿真研究验证该型板式贮箱具有良好的流体管理性能,对于含有中心柱的全管理板式贮箱的流体界面与气液分离性能研究也具有重要的借鉴价值,这些成果和发现对空间流体管理、板式贮箱设计和卫星姿轨控策略的制定具有重要参考意义.

火箭贮箱结构材料应用及发展现状

火箭贮箱是运载火箭的重要组成部件,但服役环境相对恶劣,在储存液体推进剂的同时还承担着复杂的结构载荷。结构材料是贮箱制造发展的根本,也是航天运载器变革的关键。本文主要介绍国内外运载火箭贮箱结构材料的应用及其发展现状,对铝合金、不锈钢、钛合金等金属材料以及复合材料贮箱进行了综述,系统性地总结了贮箱材料的变革历程和应用情况,并对未来贮箱材料的发展方向提出新的见解与展望。

大加速度环境下板式贮箱内极限导流特性

大范围快速机动的在轨服务能力是航天器追求的目标之一,推进系统需要适应大加速度环境,具备在轨大填充比的加注能力,因而,贮箱在大加速度下的推进剂管理性能对飞行器的总体设计十分重要.本文采用数值模拟方法对板式表面张力贮箱的极限管理性能展开仿真研究,对贮箱内气液两相分布以及推进剂液面高度曲线进行分析,重点关注平行导流板在大加速度环境下的极限导流能力,通过设置不同平板板宽与间隙距离探究了结构参数对导流板导流特性的影响规律.结果表明,在10-2 g加速度下,适当增加平板板宽与减小导流板与贮箱壁之间的间隙距离均有利于提升平行导流板的导流效果,本文研究成果可为板式贮箱的优化设计提供理论参考.

重复使用火箭贮箱焊接接头失效准则及高风险失效危险区确定研究

贮箱是重复使用火箭的关键部件之一,焊缝的完整性评定是重复使用火箭贮箱设计制造的难题。本文根据断裂力学弹塑性原理及双参数2A级失效评估方法,对重复使用火箭贮箱焊缝裂纹进行定量评估。基于贮箱焊缝完整性评定流程,给出求解贮箱箱底焊缝剩余强度和临界裂纹尺寸的方法,结合实例确定了典型贮箱高风险失效危险部位。计算结果表明,结构临界裂纹尺寸随外加应力增加而减小,剩余强度随临界裂纹长度增加而减小;在相同外加应力下,临界裂纹尺寸随结构外径的降低而减小;在一定临界裂纹尺寸下,剩余强度随结构外径增加而增加。

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.

液体运载火箭贮箱箱底厚度设计准则及轻量化

为进一步实现液体运载火箭贮箱箱底结构轻量化,在实际工况的约束下,综合现役箱底的载荷特点(贮箱箱底厚度参数和火箭运行内压值的理论关系),对贮箱箱底的结构进行参数化。提出剩余强度系数作为贮箱箱底的设计载荷指标,结合工况建立了箱底厚度设计准则,剩余强度系数不小于1时满足工程需要,并以此对箱底厚度进行优化。根据设计准则可以建立开口与箱底厚度的关系,更精确的给定设计箱底临界厚度值。建立的箱底厚度设计准则可以对已设计完成的贮箱箱底进行内压承载能力进行验算。运用实际工况数据验证了设计准则的可用性,并提出了旋压型箱底的厚度分区轻量化方法。此外,根据贮箱箱底管路接口、传感器接口各方面输入输出的交互影响,建立了贮箱箱底开口多约束评估模型。通过参数化平台实现方法的具体实用性及自动化建模。结果表明,旋压型箱底的厚度分区轻量化方法可以实现箱底平均减重约30%。参数化平台和自动化建模为提高贮箱箱底设计效率提供了一种新的方法。

冲击载荷下姿轨控贮箱流固耦合响应分析

含推进剂贮箱在高量级冲击载荷作用下会产生强烈的流固耦合振动,严重时可能引起结构破坏。为准确预示充液贮箱的冲击响应,揭示贮箱内流固耦合振动机理,采用光滑粒子流体动力学(SPH)方法与结构有限元方法,建立了充液贮箱耦合动力学模型,计算了不同载荷量级与充液比的贮箱加速度时程,并与实验结果进行对比。结果表明:高量级、高充液比下贮箱的加速度响应发生剧烈波动;就计算贮箱而言,满充液比下,载荷量级达到-3 dB时出现波动,峰值为5.33 g;0 dB载荷量级下,充液比达到75%时出现波动,峰值为7.82 g;0 dB载荷量级下满充液贮箱的波动最为剧烈,峰值计算值达到24.24 g,该值与实验结果对比,误差仅为2.78%。通过分析冲击过程中流体与结构的运动规律可知,冲击后加速度响应波动是由流体和贮箱壳体二者分离后产生的剧烈碰撞所引发。

火箭发动机试验台贮箱清洗装置设计与仿真

基于目前火箭发动机试验台贮箱清理需求,设计一套基于超音速气液混合清洗的贮箱多余物循环清洗系统,主要包括介质供应系统、管路伸缩系统、清洗机构三大部分,清洗机构的核心是超音速喷嘴,通过合理设计和仿真验证,确保喷嘴在清洗过程中能够产生足够的动力以实现清洗效果。该装置具有360°清洗能力,能够实现对贮箱内壁面的全覆盖清洗,并且能够适应不同尺寸容器清洗,降低成本,提高效率,为试验系统多余物防控提供有效的解决方案。

运载火箭贮箱多液位容积测量偏差与修正研究

运载火箭燃料贮箱多液位容积主要采用基于流量计的测量方法。为提高贮箱多液位容积测量的准确性,将理论和试验相结合,研究了试验介质温度、压力、贮箱膨胀对容积测量结果的影响。结果表明:为避免贮箱容积偏差超过0.05%,应对容积测量时的温度变化进行控制或进行实时补偿;压力对密度的影响进而导致的容积偏差可以忽略,在0.4 MPa静水压力下,影响低于0.01%;基于现有设计和使用准则,光筒段贮箱的体积膨胀成为贮箱容积测量最主要的偏差来源,达到了0.1%的偏差量级,且随着贮箱气枕压力、液位高度、贮箱直径、试验介质密度的增加,其测量结果相对于空箱状态的偏差越大,必要时应针对不同试验介质进行修正。

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。

裂纹位置对推进剂贮箱壳体失效评定曲线的影响研究

为获取准确的临界裂纹尺寸2c_(c)以实现可重复使用推进剂贮箱LBB设计及评定,构建了2种裂纹类型5组典型裂纹位置的贮箱壳体失效评定曲线(FAC),并分析了裂纹位置对FAC的影响。结果表明:随着裂纹从圆柱段中心向封头移动(y的增加),2种裂纹类型壳体极限载荷PL均先保持不变,再显著增加,最后小幅增加,FAC总体上逐渐升高,壳体的安全性增加。工程上采用选择1和选择2曲线确定的临界裂纹尺寸2c_(c)仅能对极少数的载荷工况下特定裂纹位置的贮箱壳体进行准确的LBB分析。建立裂纹位置相关的FAC,可以提高贮箱壳体的结构完整性。

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。

燃料贮箱结构可重复使用性能评价与关键技术探讨

重复使用运载火箭作为运载火箭更新换代的核心特征,其技术发展的必然趋势无疑凸显了国家工业水平的高度集成,同时也成为实现航天强国地位的关键标志之一。鉴于国际先进水平的对标需求,尤其是美国Falcon9火箭以及星舰垂直起降等成功案例,我国迫切需要加快可重复使用运载火箭的研制步伐。本文围绕火箭燃料贮箱可重复使用关键技术进行了深入探讨,对于多次服役焊接结构制造过程的控制、原位表征技术的研发以及实时评价方法与体系的建立至关重要。在断裂力学理论的坚实支撑下,借助模拟服役典型载荷与足尺寸疲劳试验,对贮箱关键承载位置焊缝的疲劳损伤过程及机理深入探究,制定可重复使用焊接结构性能评价流程,进而搭建铝合金贮箱焊接结构的服役寿命预测模型,这不仅有助于量化支撑重复使用焊接结构耐久性的分析评价,更为研制新一代可重复使用近地载人火箭提供了强有力的技术支持。

航天低温贮箱主动制冷热耦合技术研究进展

航天器推进系统对于低温推进剂高密度、低压力贮存和在轨可重复利用贮箱提出了迫切需求,低温贮箱主动制冷高效热耦合技术成为影响低温推进剂在轨应用的主要因素。总结低温贮箱的主要技术难点,分析低温贮箱研制的关键技术。通过研判国内外研究机构的技术进展和技术水平,对主动制冷系统热耦合技术进行了分类梳理。主要从主动制冷系统静态热传导耦合技术、主动制冷与液体混合组合技术、主动制冷系统冷却屏技术等三个方面,阐述了当前国外的技术进展,说明了相关技术的特点和适用性。最后基于我国航天器对低温推进剂贮供技术的实际需求,提出了技术发展设想。

基于分区模型的液氢贮箱地面温度与压力分布研究

针对传统商用软件计算液氢贮箱热分层时的计算量大且耗时长等问题,运用分区模型方法将地面液氢贮箱内部空间分为过热区、饱和区和过冷区3块区域,并离散气相/液相区的质量与能量守恒方程和热力学方程,在确定初始条件便求解液氢贮箱内温度与压力分布。对比分区模型与Fluent计算结果可知,该方法在大幅降低计算资源情况下,可获得液氢贮箱内温度与压力的精确分布,为后续流体混合计算提供初始条件。

框桁式火箭贮箱壁板结构激光焊接变形仿真研究

针对框桁式火箭贮箱壁板结构双激光束双侧同步焊接(DLBSW)变形开展仿真研究。首先,建立了框桁式火箭贮箱壁板结构DLBSW有限元模型,并通过试验验证了该模型的可靠性;其次,重点考察了焊接顺序与方向对框桁式火箭贮箱壁板结构激光焊接变形的影响,获得了变形控制策略;最后,采用该优化方案,成功完成了框桁式火箭贮箱DLBSW壁板的研制。结果表明,采用“交叉中心焊”的焊接顺序,可极大程度地降低焊接变形;在焊接顺序优化的基础上,改变中间三条焊缝的焊接方向,可进一步降低焊接变形。

箱底薄壁瓜瓣镜像铣削加工稳定性分析

贮箱箱底采用薄壁瓜瓣拼焊技术成形,瓜瓣尺寸大、壁厚薄,针对其镜像铣削加工过程中的易发生颤振问题,提出一种薄壁瓜瓣镜像铣削加工的稳定性分析方法.首先,根据铣削力的相互作用关系,将整个镜像铣削加工系统分为机床主轴-刀具子系统和工件-辅助支撑子系统,建立由再生效应产生的动态切削厚度模型和圆弧铣刀动态铣削力模型,建立同时考虑刀具端径向两个方向和工件端法向振动的刀具-工件-辅助支撑系统三自由度动力学模型.然后,基于锤击实验法获取机床主轴-刀具子系统、工件-辅助支撑子系统的动力学参数,基于半离散时域法对薄壁瓜瓣镜像铣削加工稳定性进行预测.最后,开展薄壁瓜瓣镜像铣削加工实验,分析提出的薄壁瓜瓣镜像铣削加工稳定性预测方法的准确性.结果表明:辅助支撑的引入使工件远离卡具位置法向局部刚度最高提升了约7倍,与刀具径向刚度相近,都处在1×10^(7) N/m数量级,刀具端和工件端的动力学特性会同时影响整个镜像铣削系统的加工稳定性,铣削动力学模型中工件子系统和刀具子系统需同时考虑.建立的三自由度动力学模型及预测的稳定域具有较高的预测精度,对实现薄壁瓜瓣的稳定高效加工具有重要的理论意义和工程应用价值.针对3.35 m级贮箱箱底薄壁瓜瓣镜像铣削加工,考虑到精加工中薄壁瓜瓣减薄厚度要求,主轴转速选择在6000~7000 r/min范围时,推荐切深选择1.0 mm.