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。

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.

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。

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。

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。

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。

基于遗传算法的火箭贮箱壁板数控加工刀具优选方法

为提高具有多槽腔结构的火箭贮箱壁板的数控加工效率,针对贮箱壁板数控加工自动选刀问题,提出基于遗传算法的多槽腔粗加工刀具组合优化选取方法。研究了刀具尺寸与加工策略对加工时间的影响,构建了刀具铣削过程加工时间模型;以可选刀具组内的刀具作为遗传基因,铣削加工时间作为适应度函数,刀具直径和刀具数量作为优化变量,建立了粗加工刀具组合优化选取遗传算法,实现了对基于现有加工资源的加工效率的最大化。实例测试表明,所提方法选取的组合刀具的加工时间相对于初始刀具加工时间缩短了64.5%。

火箭贮箱焊接缺陷修复技术研究现状

贮箱作为运载火箭的重要组成部件,其在服役时承受着振动、突风与冲击等随机载荷,保证箱体结构的可靠连接尤为重要。在实际生产中,焊接处的缺陷既破坏了接头的连续性,降低了其有效承载面积,又造成了局部的应力集中,从而直接降低火箭的可靠性。因此,针对焊接缺陷的修补是必要的。重点介绍了国内外几种常用的贮箱箱体焊接缺陷修补技术,从不同修补技术的特点入手,回顾了其发展应用过程,对其应用对象、修补后性能提升效果等进行分析。系统地总结了不同修补方法的现存问题,对未来贮箱焊接结构缺陷修补技术的发展方向进行了展望。

低温推进剂贮箱内自增压过程仿真分析研究

为研究低温推进剂贮箱漏热造成贮箱内压力升高和低温推进剂液相热分层现象,利用用户自定义函数(User-Defined Functions,UDF)对低温贮箱内工质的能量源项、气液相的质量源项以及相变饱和温度等变量进行了解释。结合VOF(Volume of Fluid)模型,以及在Fluent软件所建立的低温工质材料模型,实现了低温液氮和液氪贮箱内自增压过程的仿真。重点分析了不同的气体模型和液相密度模型组合对自增压预测曲线的影响。对比仿真值和理论值发现:使用实际气体模型(Redlich-Kwong-Soave model,R-K-S model)和Boussinesq近似液相密度模型得到的压力值更接近理论压力值。此外,对不同重力环境和不同充注率的实验工况进行了仿真,得到了环境重力和充注率对低温液氪贮箱自增压过程的影响规律。

低温贮箱冷屏数量及位置优化研究

针对高空长航时无人机低温液氢贮箱低漏热量的要求,研究了无人机液氢贮箱的蒸气冷却屏布置方式,分析了绝热结构的传热过程,建立了绝热结构传热模型,对复合绝热结构的热性能进行了预测和优化。考虑到氢的特性和低温贮箱的结构,在特定的储存温度和压力下,对低温液氢贮箱的蒸气冷却屏(VCS)最佳位置和数量以及VCS减少的漏热量等进行了参数化研究。结果表明:与无VCS绝热结构相比,单VCS可以将液氢贮箱的漏热量降低59.10%,单VCS的最佳位置为泡沫绝热层(SOFI)中心;SOFI内设置多个VCS时串联形式漏热量更低,考虑到贮箱总质量的限制,SOFI内设置两个VCS串联,且二者处于SOFI厚度三等分位置附近时贮箱绝热性能最好。

用于航天器贮箱的复合材料层合板低速冲击损伤及其渗漏规律研究

得益于优异的力学性能和减质优势,贮箱复合材料化已成为新一代航天器的重要特征之一,而复合材料贮箱的冲击后渗漏问题须要重点关注。针对一种用于航天器贮箱的含表层机织布复合材料层合板,通过依次开展低速冲击试验、C扫描损伤检测和氦质谱渗漏检测,获取不同能量冲击后层合板的内部分层损伤和渗漏率,并对比分析了机织布分别置于冲击侧和背侧时层合板的渗漏规律。结果表明,将机织布层置于冲击背侧时,层合板的冲击渗漏门槛值显著提高,且发生渗漏时出现目视可见损伤。

微重力下低温液氪贮箱热力学特性

在轨滑行阶段液氪贮箱长期处于微重力环境。为研究其内部传热和相变过程对大轨道转移飞行器贮供单元工作性能的影响,建立了微重力液氪贮箱CFD模型,采用VOF法及Lee气液相变理论,研究了重力水平、初始液氪温度、初始充满率对微重力下液氪贮箱热分层及压力变化的影响。结果表明:常重力g0下贮箱的压升率分别为10^(-4)g0,10^(-5)g0,10^(-6)g0的1.84倍、1.98倍、2.04倍,微重力下温度分层程度(2~3 K)远低于常重力(90 K);不同初始液氪温度下贮箱压力随时间呈先降低后升高的变化趋势,且初始液氪温度越低,贮箱压升率越小;微重力下液氪贮箱存在临界初始充满率,当初始充满率Ф>70%时贮箱压升率随初始充满率的升高而增大,当Ф<70%时贮箱压升率随初始充满率的升高而减小。

增程型无人机液体燃料贮箱结构设计与仿真

针对现实的飞行环境和绝热要求,对增程型无人机机载液体燃料贮箱的结构进行了创新设计。首次提出一种多段式斜坡内壁液体燃料贮箱,与普通结构贮箱从理论计算和仿真两方面对比说明新型结构的优异性能。建立增程型无人机机载液体燃料贮箱的整体传热模型,并对模型进行理论计算和仿真分析。研究和分析结果表明:新结构贮箱的液体燃料日蒸发率为0.464%,比目前同规格普通低温液氢容器的日蒸发率低30%~42%。

推进剂贮箱用柱形金属隔膜设计优化与试验研究

为解决现有柱形贮箱使用的各类推进剂贮存管理装置的不足,打破金属隔膜式装置的传统结构形式限制,提出了新型柱形金属隔膜。介绍了其结构组成和工作原理,根据其工作特点对隔膜型面开展参数设计,再采用有限元模拟方法对隔膜壁厚分布进行仿真优化,并生产隔膜试验件进行排放试验验证。结果表明:新型柱形隔膜膨胀变形平顺规律未失效,排放效率和排放压差均可接受,为其在柱形贮箱中的工程化应用提供了技术支持和数据支撑。

碳纤维复合材料贮箱内压和低温承载行为研究

碳纤维增强聚合物复合材料具有轻质高强的优异特性,是液氢液氧燃料贮箱的理想材料。然而液氢液氧燃料贮箱在服役时要承受极低温度载荷,复合材料贮箱箱体的低温结构可靠性尚未可知。开展了碳纤维/环氧复合材料缠绕贮箱结构在温度和内压载荷下的变形及损伤研究,分别进行了常温/低温抗渗漏测试,结合应变测量、声发射监测、氦质谱检漏等方法分别研究了内压以及低温工况对复合材料贮箱的应变分布及损伤泄漏状态影响机制。研究结果表明,封头与圆筒区域交界处易产生应变集中,低温载荷导致复合材料局部小幅度基体损伤及纤维/基体界面脱粘,但并未影响贮箱箱体承压性能和气密性。本研究可为未来大型航天器减质设计提供参考。

复合材料低温贮箱渗漏检测试验

为了提高运载火箭的运输效率以及降低火箭发射成本,采用复合材料贮箱代替金属贮箱是最直接、最有效的方式。低温复合材料贮箱呈现明显的渗漏失效先于结构承载失效的特点,必须采用先进的渗漏性检测方法对复合材料贮箱进行渗漏性检测及漏率判定。本论文开展了复合材料低温贮箱渗漏检测试验系统平台搭建工作并对复合材料缩比低温贮箱进行了渗漏检测试验,获取到复合材料缩比低温贮箱在重复打压、反复加泄低温介质和带低温介质振动、液氧浸泡情况下的渗漏变化规律,对影响复合材料缩比贮箱结构渗漏的主要因素进行了研究和分析,论文工作对复合材料低温贮箱的渗漏检测和结构设计具有十分重要的意义。

运载火箭贮箱焊缝射线数字成像自动检测技术研究

针对我国运载火箭常态化、高强密度发射形势下贮箱快速、小批量研制需求,以全面提升贮箱结构产品数字化检测能力为目标,结合贮箱小口径和大长径比结构特点,设计了以细长悬臂梁及探测器展开机构导轨为核心的运载火箭贮箱环缝射线数字成像检测装备;经验证,检测图像质量满足GB/T3323.2-2019技术等级A级要求,较传统射线照相检测检测效率提升8倍。

板式表面张力贮箱推进剂重定位过程数值仿真的网格收敛性分析

为了验证2.67 L卫星贮箱性能,通过建立贮箱仿真模型,分别对贮箱50%与60%填充率下推进剂的重定位过程进行仿真验证。为了提高仿真效率,通过引入GCI指数这一概念,对比295万、625万、767万、955万网格数量的仿真结果,对仿真模型的网格收敛性进行分析。通过两个工况仿真结果的对比验证,认为当网格数量为625万时,数值模拟的误差能够收敛,具有较高的仿真效率。基于该仿真模型,对比分析了贮箱在受到轴向、周向扰动时与不受扰动时推进剂重定位过程的质心坐标变化,发现在扰动持续1 s情况下,推进剂质心变化小于1×10^(-3)m,因此认为该板式贮箱具有较好的抗扰动能力。

某薄壁钛合金贮箱焊接工艺性分析

通过ANSYS有限元软件模拟钛合金隔膜贮箱的应力云图,结合破裂样件的宏观形貌和微观组织分析,探讨了贮箱低爆失效机理,提出了相应的改进措施,并验证了措施的可行性。结果表明,贮箱破裂断口源于手工氩弧焊起弧与收弧的重叠区,过大的焊接热输入量加剧了焊缝脆性倾向,形成了粗大的魏氏组织,导致贮箱焊缝金属综合力学性能下降;增加壁厚对贮箱承压能力的提高并不显著。采用电子束焊接工艺,降低焊接热量输入量,能显著提高贮箱的承压能力,贮箱的爆破压力达到10MPa,能满足产品的使用要求。