低温推进剂

摘要： 为确保在当年发射窗口内具备多次组织加注、发射的机会,成功实施火星探测任务,亟需解决低温推进剂弹性保障问题。结合任务特点,分析了第一窗口准时发射、未加注前推迟发射、加注后推迟发射和加注泄回后重新组织发射4种发射情况;据此建立了低温推进剂筹措模型,识别了推进剂保障关键点;结合生产实际制定了多窗口保障策略,即通过统筹推进剂筹措计划、优化系统准备工作和提升筹措过程可靠性,实现低温推进剂弹性保障。实践证明,弹性保障策略实现了低温推进剂的有效、可靠保障。

摘要： 为保证低温推进剂在轨安全储存,提高主动控压系统效率,开展微重力下“气枕”的构型及形变特性的研究至关重要。采用流体体积函数法模拟微重力条件下低温液体推进剂贮箱内“气枕”的形变特性及液-固接触角、重力水平等因素对“气枕”构型的影响。结果表明:由于表面张力作用的存在,液体沿着壁面依附爬升,贮箱内“气枕”最终构型为椭球形回转体。在液体爬升过程中,液体对固体的浸润度随液-固接触角及重力水平的增大而减小,当重力水平小于10-3g,液-固接触角小于20°时,液体浸润面积占比最大,对于低温推进剂长期在轨储存最有利。

摘要： 低温推进剂集成管理技术是氢氧上面级实现长期在轨的新技术手段。采用AMESim软件搭建低温推进剂集成管理模块系统仿真模型,以模块干重与滑行段内液氧消耗量之和最小为优化目标,使用遗传算法优化模块内组件参数,研究组件参数的影响,优化结果为后续试验研究提供参考。

摘要： 对某型号低温液体火箭一二级级间分离过程中二级贮箱推进剂晃动情况进行研究。在流体仿真计算中采用VOF两相流模型对自由液面进行捕捉,得到了冷分离变过载条件下刚性贮箱模型中液面运动历程。计算结果显示在一级关机段内箭体轴向过载快速减小导致液面晃幅增大、晃动周期延长;失重段内液体倾向维持原有运动状态,晃动波浪到达壁面后不反向传播,液体在壁面附近积聚;新的晃动波浪在二级开机过载产生后不久重新形成。通过研究不同计算条件对于级间分离过程液体运动的影响,发现一级开始关机时刻的液体晃动相位对于分离过程液体运动特性影响较大。

摘要： 零蒸发贮存技术是未来低温推进剂空间贮存的终极目标。调研了以NASA为主的欧美航天机构所做有关低温推进剂空间零蒸发贮存技术研究,总结归纳出内置冷凝器、低温热管+换热器、喷雾棒+循环泵及大面积冷屏+循环气泵4种主要零蒸发组合方案,从系统分析、机理研究及试验研究等方面总结了它们在结构质量、控压效率、制冷机功耗及寄生漏热等关键参数方面的特点,提出了大冷量空间用低温制冷机是未来低温推进剂长期在轨储存的关键发展方向;需开展大面积冷屏+循环气泵方案的控压能力提升与喷雾棒+循环泵的寄生漏热抑制等关键技术攻关。

摘要： 随着航天技术的不断发展,有效载荷对低温末级提出了长时间滑行的任务需求。由于低温推进剂沸点低、易蒸发、难以长期贮存,低温推进剂位置管理、热量管理以及供电问题成为长时间滑行必须解决的关键问题。梳理了长时间滑行的任务需求和面临的挑战,分析了长时间滑行低温推进剂位置管理、热量管理以及集成流体管理系统等关键技术,分别提出将我国低温末级滑行时间拓展至6 h及更长时间的发展建议。

摘要： 为了提高低温推进剂深度过冷技术成熟度,以充分利用其在降低过冷装置系统质量、延长贮存时间等方面的工程应用优势,针对液氧/液甲烷低温推进剂组合,以70 K/97 K为目标开展深度过冷方案对比与流程设计,并通过搭建中等规模液氧和液甲烷快速深度过冷加注实验系统进行可行性测试验证。结果表明:针对中大规模过冷装置系统,液氧系统采用常压液氮浴+负压液氮浴两级换热过冷方案(换热器均采用铝制板翅式换热芯),液甲烷系统采用常压列管式液氮浴式换热器过冷加注方案;为满足快速过冷加注需求,液氧/液甲烷系统均采用边过冷边加注的系统流程;在加注流量为1.0 L·s^(-1)左右的稳定测试阶段,液氧实验系统中入口温度约108 K的液氧经一级、二级换热器能够分别被冷却至约88 K及70 K以下,液甲烷实验系统也实现了97 K液甲烷的深度过冷与快速加注,成功验证了设计方案的可行性。研究工作能够为中国开展过冷低温推进剂的研究与工程应用提供理论与技术支持。

摘要： 研究飞行器低温推进剂贮箱内流体晃动的热力耦合特性,采用计算流体力学(CFD)技术仿真不同工况对液氢贮箱内低温推进剂晃动热力学的影响。考虑外部环境漏热和气液界面相变对贮箱气枕压力的影响,并通过用户自定义函数(UDF)将外部晃动激励施加于罐壁作为动量边界,利用VOF法捕捉气液相界面波动。结果表明:晃动激励越大,气枕空间压降越大,晃动激励为0 m/s、0.11 m/s、0.22 m/s、0.44 m/s时的气枕最大压降分别是2 Pa、120.3 Pa、6084.5 Pa、9158.3 Pa;气枕压降随初始液体温度的降低而增大,初始液体温度为20.0 K、21.0 K、21.5 K时的气枕压降时为6079 Pa、5248 Pa、3902 Pa;初始充满率越高,气枕压降越大,充满率为30%、40%、50%、60%、70%时气枕压降分别是1905 Pa、3758 Pa、6085 Pa、6476 Pa、8339 Pa。流体晃动扰动了液氢贮箱内气液界面处的热力学平衡,导致气枕压力大幅降低,为保证飞行器的稳定运行需采取合理的增压或防晃措施来维持贮箱气枕压力。

摘要： 为分析在双隔离阀关阀过程中不同管路布置对芯级侧隔离阀后的流场产生的波动问题,利用Flow simulation软件模拟分析了阀门间距、阀门口径以及阀门压差对介质为液氧的交叉输送管路流场特性的影响.结果表明:使用双蝶阀的输送管路的阀门间距对芯级侧管路基本没有影响,并且其关阀角度较小时的调节能力要强于其在较大关阀角度的调节能力;当其他条件相同,随着阀门口径的增大,芯级侧隔离阀后流量变化有显著差异;此外,在给定交叉输送管路几何尺寸大小的情况下,压差变化时,管路流场参数的控制策略需要进行相应调整.

摘要： 针对全尺寸低温在轨贮箱,建立了可描述两相流体运动的数值模型,分别就10-3g0过载下初始液位倾斜、侧向正弦波、慢旋等激励作用下流体的运动特性开展了瞬态仿真,并讨论了防晃挡板的作用效果.研究发现:(1)当经历变过载时,初始倾斜液面达到新的平衡,耗时不超过80 s;当倾角较大时,挡板可对液面恢复稳定起加速作用.(2)对侧向激励,当液位处于挡板附近及以下时,无论重力高低,挡板总能起防晃作用.此外,作用效果随液位升高呈线性下降,在同一激励下,2.6 m液位工况时挡板抑制液面晃动幅度约2.6 cm,而3.2 m液位工况时仅为0.3 cm.(3)侧向激励作用时,氢、氧的响应不同.氢的晃动振幅可达6.5 cm,占最大允许值的43.3％,而氧振幅为4.0 cm,仅占16.0％.而液位倾斜与慢旋激励时推进剂类型不同不造成流体行为的明显差异.(4)侧向激励与慢旋均可能使贮箱底部暴露于气枕,应在推进剂管理中加以考虑并进行限制,合理设计角速度.本文工作有助于理解低温推进剂贮箱在多种空间激励下的流动运动规律,为流体控制方案及火箭时序的设置提供理论指导.

摘要： 为满足深空探测任务,基于低温推进剂长期在轨蒸发量主动控制技术的应用需求,对国内外低温推进剂长时间在轨蒸发量主动控制技术研究进展进行了分析,结合国内技术现状对低温推进剂长期在轨蒸发量主动控制关键技术进行了梳理,可为低温运载系统深空探测任务的开展提供参考.

摘要： 深空探测任务中低温推进剂（如液氢、液氧、甲烷等）不但要满足运载火箭发射时的短时间使用，而且要适应未来长时间在轨的任务需求。在空间微重力和强烈非均匀热辐射环境下,低温推进剂在轨储箱内会出现严重热分层现象,直接影响到储箱的任务周期和排放压力控制策略.本文在CFD软件FLUENT平台上，采用基于压力求解器的非稳态模型模拟了微重力下液氢在初始充灌率为50%时，太阳照射方向矢量分别为（0,0,1）、（1,0,1）、（1,0,0）、（1,0,-1）、（0,0,-1）等五种情况下的自增压过程，分析了太阳热辐射入射方位对低温储箱中热分层的影响。通过结果分析可以发现太阳照射方向是影响低温推进剂储箱热分层的一个重要因素。当太阳直射低温推进剂储箱上部时，储箱内压力升高最快，热分层也最严重。因此在航天中应尽量避免太阳直射低温推进剂储箱上部。

摘要： 在空间微重力和强烈非均匀热辐射环境下,低温推进剂在轨储箱内会出现严重热分层现象,直接影响到储箱的任务周期和排放压力控制策略.本文通过CFD计算流体力学方法就太阳热辐射入射方位对储箱中低温流体液氢热分层的影响进行了建模和模拟研究,获得了相应工况下液氢的自增压特性,为低温推进剂在轨长期储存的压力控制技术的发展提供理论基础.

摘要： 低温推进剂长期在轨存储技术是未来航天技术发展必须要解决的关键技术之一.针对不同周期的飞行任务需求,提出了以复合多层绝热为基础,分别加入蒸汽冷却屏(VCS)、热力学排放技术(TVS)、主动制冷+流体混合、主动制冷+流体混合+热力学排放技术的四种低温推进剂长期在轨存储技术方案,比较了四种技术方案的优缺点.对技术方案中的复合多层绝热结构进行了设计和传热分析,对液氧低温贮箱进行了漏热分析.最后提出了今后低温推进剂长期在轨存储技术的研究方向,为我国未来航天任务对低温推进剂的使用提供了参考.

摘要： 在轨加注技术是提高航天器经济效益、延长航天器飞行时间和拓展更远距离深空探测的重要手段.通过文献调研与对比分析,介绍了国内外在轨加注技术的研究现状,梳理了实现低温推进剂在轨加注的关键技术与挑战,提出了我国开展相关研究的思路与方向.研究表明:1)气液分离、质量检测和流体驱动循环等关键技术方案直接影响低温推进剂在轨加注的系统结构与加注性能;2)低温推进剂空间加注需要重点考虑推进剂低温特性,有效结合空间热防护技术、预冷技术、蒸发量控制技术等;3)我国可以重点针对表面张力式气液分离、射频质量检测和无排气加注等适用于低温、微重力环境的先进技术开展理论与试验研究,推进我国低温推进剂在轨加注领域的不断发展.

摘要： 低温推进剂在轨长期贮存是未来大型航天器和深空探测活动面临的重大技术挑战之一.本文详细评述了低温推进剂贮箱空间热管理技术基础研究方面的进展,探讨了贮箱内部的对流、热分层、蒸发、沸腾、增压等物理现象的基本特征,介绍了相关的地面与空间实验结果以及数值分析方法与主要模拟结果,并对目前低温推进剂热管理技术发展现状与趋势进行了分析.最后,简要讨论了低温推进剂贮箱内部流动与传热过程的地面模拟实验所应遵循的相似准则,以推动我国低温推进剂贮箱空间热管理技术的发展.

摘要： 低温推进剂(液氢、液氧)等低温流体传输管的预冷过程包含着复杂的沸腾过程:从膜态沸腾,到过渡沸腾,再到核态沸腾.该过程中,膜态沸腾持续时间最长,也最为主要.本文针对水平管预冷过程建立了膜态沸腾的数值模型,并采用了文献中的实验数据验证了模型的准确性.分析了不同壁面过热度下沸腾过程中管内的流态特性和压降特性.结果表明,由于气液相互作用,管壁附近形成的气膜沿管壁向上运动,并使得液体形成涡旋状态.压降波动的主频率集中在10Hz以内,而过热度对压降波动频率的影响未呈现出明显规律.

摘要： 应变测试作为结构强度判定的重要依据，已广泛应用于航天航空等产业。随着新型火箭的不断研制及低温推进技术的快速发展，拥有能量高、比冲大、环保等优点的液氢/液氧低温推进剂得到大量应用。低温应变测试作为低温环境下产品性能的验证手段也愈发重要。rn 由于低温环境的特殊性，影响低温应变测试精度的因素较多，如不仔细分析并采取有效措施，将带来非常大的测试误差。本文针对应变测试中常用的1/4桥方式，针对低温应变测试的特殊性,研究低温环境对应变测试的影响,从理论上分析了低温应变测试中造成测试误差的各项因素,并研究提出了各项因素的误差修正方法,极大提高了低温应变测试的可靠性.同时,针对修正方法开展了试验验证,通过分析修正前后的试验数据,验证了修正方法的准确性.

摘要： 低温管路预冷是一个复杂的涵盖多种流型、多种换热模式的非稳态过程.针对低温流体预冷真空管路过程的管壁瞬态降温特性,建立了一维均相模型开展低温预冷过程的计算求解.模型中,采用有限容积法耦合求解管内流体流动与换热方程,有限差分法求解管壁一维非稳态导热方程,流体与壁面的换热通过流型判定及多种换热模型的恰当选用予以考虑,管壁外侧辐射漏热进行线性化离散处理.利用文献中实验数据验证了模型的有效性,并对预冷过程中的非稳态降温特性以及流型与换热特性开展了预测与分析.本文所构建的一维模型具有较高的预测精度,可用来开展低温流体管流输送过程的气液两相流分析与换热预测.

摘要： 低温管路预冷是一个复杂的涵盖多种流型、多种换热模式的非稳态过程.针对低温流体预冷真空管路过程的管壁瞬态降温特性,建立了一维均相模型开展低温预冷过程的计算求解.模型中,采用有限容积法耦合求解管内流体流动与换热方程,有限差分法求解管壁一维非稳态导热方程,流体与壁面的换热通过流型判定及多种换热模型的恰当选用予以考虑,管壁外侧辐射漏热进行线性化离散处理.利用文献中实验数据验证了模型的有效性,并对预冷过程中的非稳态降温特性以及流型与换热特性开展了预测与分析.本文所构建的一维模型具有较高的预测精度,可用来开展低温流体管流输送过程的气液两相流分析与换热预测.

摘要： 本发明涉及一种用于制备用于火箭推进的低于室温冷却的(低温的)单元固体推进剂，特别是由多相的液-固-推进剂构成的推进剂的方法，在该推进剂中至少一种作为氧化剂或燃料的的反应剂含有在常温下的液相或气相，如互不相溶的液体组分的乳浊液、在液体组分中的固体悬浮液或经液体浸渍的堆料。此外本发明还涉及一种用于火箭推进的低温固体推进剂，特别是多相的准单元燃料-氧化剂-联合。所以本发明的任务是，与传统的可储存的固体推进剂、混合推进剂或液体推进剂相比较提高低温固体推进剂的有效功率，并在避免昂贵的液体管理维护和同时不用对低温固体推进剂进行持久点火的情况下，以简单的方式改善它的可储存性和经济性。该任务以这样解决，即将至少一种以燃料或氧化剂的形式作为反应剂的液相或气相带入固态的、用互相相连存在的空室形成的、由与液相互补形成的反应剂所构成的结构中，并将液相或气相通过冷冻而在固体结构内转变成在常温以下稳定的低温固相。

摘要： 本发明涉及生产多孔杆状推进剂的推进剂装料(2)的方法，该多孔杆状的推进剂具有用于高速次口径穿甲弹(3)的最大装料量，该高速次口径穿甲弹设置有诸如6到8个的固定稳定翼(5-10)。本发明还涉及为达到此目的的多孔杆状的推进剂(11-12)，以及根据该方法、用多孔杆状的推进剂生产的推进剂装料。

摘要： 本发明提出一种碳基氧化锌复合推进剂用燃速调节剂低温制备方法，制备方法主要包括将碳基基底暴露在二乙基锌蒸气中，使其蒸气分子在碳基基底表面进行吸附；利用惰性气体将基底表面部分物理吸附的二乙基锌分子吹离其表面；将碳基基底暴露在水的蒸气中，使水的蒸气分子与已吸附的二乙基锌分子发生化学反应；利用惰性气体将基底表面副产物及多余蒸气分子吹离其表面。本发明制备的燃速调节剂，与传统燃速调节剂以及采用其它方法制备的碳基燃速调节剂相比，燃速调节能力优秀，能有效降低AP分解温度，优化能量释放结构，制备温度温和，自动化程度高，安全性能好，产品无需后处理即可直接使用，易于实现批量化生产，环境友好。

摘要： 本发明涉及一种用于制备用于火箭推进的低于室温冷却的(低温的)单元固体推进剂，特别是由多相的液－固－推进剂构成的推进剂的方法，在该推进剂中至少一种作为氧化剂或燃料的反应剂含有在常温下的液相或气相，如互不相溶的液体组分的乳浊液、在液体组分中的固体悬浮液或经液体浸渍的堆料。此外本发明还涉及一种用于火箭推进的低温固体推进剂，特别是多相的准单元燃料－氧化剂－联合。所以本发明的任务是，与传统的可储存的固体推进剂、混合推进剂或液体推进剂相比较提高低温固体推进剂的有效功率，并在避免昂贵的液体管理维护和同时不用对低温固体推进剂进行持久点火的情况下，以简单的方式改善它的可储存性和经济性。该任务以这样解决，即将至少一种以燃料或氧化剂的形式作为反应剂的液相或气相带入固态的、用互相相连存在的空室形成的、由与液相互补形成的反应剂所构成的结构中，并将液相或气相通过冷冻而在固体结构内转变成在常温以下稳定的低温固相。

摘要： 本发明涉及生产多孔杆状推进剂的推进剂装料(2)的方法，该多孔杆状的推进剂具有用于高速次口径穿甲弹(3)的最大装料量，该高速次口径穿甲弹设置有诸如6到8个的固定稳定翼(5－10)。本发明还涉及为达到此目的的多孔杆状的推进剂(11－12)，以及根据该方法、用多孔杆状的推进剂生产的推进剂装料。

摘要： 本发明提出一种碳基氧化锌复合推进剂用燃速调节剂低温制备方法，制备方法主要包括将碳基基底暴露在二乙基锌蒸气中，使其蒸气分子在碳基基底表面进行吸附；利用惰性气体将基底表面部分物理吸附的二乙基锌分子吹离其表面；将碳基基底暴露在水的蒸气中，使水的蒸气分子与已吸附的二乙基锌分子发生化学反应；利用惰性气体将基底表面副产物及多余蒸气分子吹离其表面。本发明制备的燃速调节剂，与传统燃速调节剂以及采用其它方法制备的碳基燃速调节剂相比，燃速调节能力优秀，能有效降低AP分解温度，优化能量释放结构，制备温度温和，自动化程度高，安全性能好，产品无需后处理即可直接使用，易于实现批量化生产，环境友好。

摘要： 本发明涉及一种应用于低温启动单组元推进剂的催化剂及其制备方法，主要解决现有的催化剂在肼基推进剂低温冷启动时因催化剂初始活性低导致孔道微爆破碎的问题。该催化剂是在高强度多维孔结构氧化铝载体上负载两种贵金属。利用贵金属之间的协同效应，提高催化剂在低温条件下的催化活性。本发明涉及的催化剂可应用的催化分解反应温度为‑55～100°C。

摘要： 本发明提供一种声共振快速混合固体推进剂的工艺方法，包括：S1、将所述粘合剂、增塑剂、键合剂按一定比例和氧化剂在声共振混合容器中预混反应直至混合混匀；S2、加入固化剂并混合均匀；S3、加入金属燃烧剂以及配方其他剩余组分，继续混合至设定时间后出料，得到快速混合的推进剂物料。本发明可以安全高效的完成固体推进剂组分间化学反应和体系网络建立，在20min内实现推进剂药浆的均匀混合。与常规混合工艺相比，混合效率提高6‑12倍，且制备的推进剂性能相当或更优。

摘要： 本发明提供一种低温推进剂的网幕式在轨加注系统，该网幕式在轨加注系统包括低温贮箱，所述低温贮箱的一侧设有加注口，另一侧设有排气口，所述低温贮箱内设有在轨加注装置，所述在轨加注装置连通所述加注口和所述排气口，所述在轨加注装置包括由金属网幕制成的单叶双曲面渗流管，所述单叶双曲面渗流管包括收缩区和扩展区，所述单叶双曲面渗流管入口连通所述加注口，在进行加注时，所述低温推进剂依次经过所述收缩区和所述扩展区后从所述单叶双曲面渗流管的出口流出。本发明所提供的技术思路巧妙地将金属网幕的阻气透液特性与单叶双曲面渗流管的收缩扩展结构结合，利用表面张力和压力差驱动，实现推进剂加注过程中的气液分离。

摘要： 本申请公开了一种低温推进剂贮箱、长期在轨集成化低温贮供系统及方法，其中低温推进剂贮箱包括贮箱壳体和设置在贮箱壳体外部的循环泵、焦‑汤阀；贮箱壳体上设有排气管；贮箱壳体内设有竖管和呈辐射状分布在竖管周围的叶片；竖管内设有第一流道和第二流道；竖管一端连接在贮箱壳体内壁上，另一端与第一流道对应位置设有喷射孔；循环泵的进液管道连接在贮箱壳体与竖管之间，出液管道连接在第一流道靠近贮箱壳体一端；焦‑汤阀进口连接在循环泵出液管道上，出口连接在第二流道靠近贮箱壳体一端；第二流道远离焦‑汤阀一端与排气管连通。本申请采用了推进剂管理装置与热力学排气系统集成方案，有效地消除微重力环境下推进剂热分层现象，减少推进剂损耗。