液体推进剂

摘要： 为解决液体推进剂加注容器中出液管的清洗及擦拭难度较大的问题,设计液体推进剂加注容器中出液管的清洁装置。该装置主要包括清洁杆、无纺布、法兰、移动装置、储液器、输送管和回收容器等。清洁杆上设置固定孔与容置槽,绑扎用铁丝对无纺布进行固定后,两端交叉拧紧的接头毛刺部分置于杆体端部的内凹部分,可有效解决现有技术中绑扎铁丝接头毛刺部分位于杆体外周面以外而导致与出液管内焊点等突出物的钩挂问题。对容置槽结构的优化及固定孔的设置可进一步提高清洁效果。该清洁装置可大大减轻操作人员的劳动强度,结构简单,且能够使清洗及擦拭同时进行,提高清洁效率。

摘要： 为研究金属化凝胶甲基肼在存储、生产、运输和使用过程中因意外燃爆而产生的火灾热辐射特性,采用高速摄像机、红外热成像仪和热辐射测试系统,记录火烧刺激条件下金属化凝胶甲基肼储罐的燃爆过程、表面火球最高温度以及火球热辐射的变化规律。结果表明:火灾刺激条件下金属化凝胶甲基肼仅发生燃烧反应,基于热通量判断准则得出18kg金属化凝胶甲基肼遭遇火灾时的无热辐射损害安全距离约为30 m。

摘要： 硼氢类自燃离子液体具有粘度低、点火延迟时间短、成本低等优势,是最具潜力的传统推进剂燃料代替品之一。系统综述了基于硼氢阴离子构筑的自燃离子液体的相关研究,汇总了硼氢类自燃离子液体的分子设计、合成方法与物化性质,总结了2011年以来有关硼氢类自燃离子液体燃烧机理和自燃性能的研究,展望了硼氢类自燃离子液体的发展趋势与应用范围。

摘要： 为有效模拟火箭在发射回收过程中推进剂的复杂晃动模态,该文设计了一种基于六自由度振动平台的液体旋转晃动实验装置。该装置能模拟液体大幅摇摆晃动、低速旋转晃动、快速旋转晃动和高频凸起晃动等多种模态,通过三组不同充液高度液体在不同激励频率下的旋转晃动实验,发现液面晃动峰值随激励频率的增加而线性减小,且存在液面峰值突变的频率相变点。实验结果表明,该装置空间灵活性好,实现了六自由度的姿态运动,能有效地进行贮箱内液体多种晃动模态的地面模拟研究。

摘要： “长征”六号甲运载火箭是我国首款固液捆绑中型运载火箭,芯级采用液氧+煤油液体推进剂的混合动力火箭,兼顾固体发动机推力大和液体发动机比冲高的优点,具有可靠性高、经济性好、适应范围广的特点,主要用于近地轨道和太阳同步轨道发射任务。安全控制系统(简称安控系统)隶属于运载火箭测量系统,主要负责火箭飞行过程中的安全控制任务。目前,国内运载火箭主要采用箭上姿态失稳自毁和地面遥控炸毁的安控模式。

摘要： 结合RBCC组合动力的发展需求,从性能、使用情况等方面探讨近年来组合动力吸气式模态用燃料和火箭模态用推进剂的研究进展,包括吸热型碳氢燃料、高密度吸热碳氢燃料、四氧化二氮/绿色自燃燃料和过氧化氢/碳氢燃料等。为满足RBCC系统对推进剂的长贮需求,RBCC吸气式模态宜发展兼顾高密度和高吸热能力的碳氢燃料;火箭模态需发展能够与四氧化二氮迅速自燃,且能量不低于现有肼类燃料的新型绿色燃料;过氧化氢/碳氢燃料需重点解决过氧化氢使用安全性和长贮稳定性问题,并形成可靠的安全应用方案。针对RBCC动力系统提出的可长期贮存、免维护等要求,现有推进剂方案还需要在性能提升、工程适用性、系统匹配性等方面继续开展关键技术攻关。

摘要： 如今,运载火箭大量使用液氧、煤油等液体推进剂,其液位测量技术主要有浮子式、激光式、电容式、雷达式等。介绍并实现了一种激光液位测量系统,该系统体积小、功耗低,可适应多种测量环境,能满足航天燃料液位测量高精度、高动态、连续稳定测量的要求。系统利用相位式激光测距技术,通过测量激光回波信号的相位延迟,计算激光光程从而得到距离数据并通过客户端进行直观展示和数据存储。系统最大测量距离可达100 m,精度为±1 mm。该系统为非接触测量,耐腐蚀,通过加入反射板可实现透明、非透明液体测量。

摘要： 为了研究温度对典型液体推进剂(ADN基、HAN基和硝基甲烷)机械刺激反应阈值的变化规律,采用BAM撞击感度仪和BAM摩擦感度仪研究了不同温度条件下三种推进剂临界撞击能量和临界摩擦力.结果显示在80°C、60°C、40°C和20°C下的临界撞击能量,HAN基样品为20 J、15 J、15 J、15 J,硝基甲烷样品为2 J、2 J、2 J、2 J,ADN基样品为小于1 J、3 J、7.5 J、15 J.结果表明HAN基样品的临界撞击能量最高,硝基甲烷的临界撞击能量最小,A D N基样品的临界撞击能量随温度升高而快速降低,表明温度对ADN基样品的感度具有显著影响.三种样品在80°C、60°C、40°C和20°C下的临界摩擦力均大于360 N,表明样品对摩擦作用不敏感,且温度对三种样品的临界摩擦力无显著影响.本文对液体推进剂在生产和使用等过程中可能遭遇的机械刺激进行了定量分析,对液体推进剂在生产以及储存过程中的安全管理具有实际意义.

摘要： 如今,运载火箭大量使用液氧、煤油等液体推进剂,其液位测量技术主要有浮子式、激光式、电容式、雷达式等.介绍并实现了一种激光液位测量系统,该系统体积小、功耗低,可适应多种测量环境,能满足航天燃料液位测量高精度、高动态、连续稳定测量的要求.系统利用相位式激光测距技术,通过测量激光回波信号的相位延迟,计算激光光程从而得到距离数据并通过客户端进行直观展示和数据存储.系统最大测量距离可达100 m,精度为±1 mm.该系统为非接触测量,耐腐蚀,通过加入反射板可实现透明、非透明液体测量.

摘要： 中国科学院院士王希季是我国目前在世的"两弹一星"元勋中最年长的一位。7月26日,王希季迎来100岁生日。回首百年人生,主持我国第一枚液体推进剂探空火箭研制、提出我国第一枚卫星运载火箭的技术方案、研制我国第一颗返回式卫星……与中国共产党同岁的王希季是名副其实的中国航天事业的拓荒者。

摘要： 介绍了一种用于液体推进剂泄漏检测的多通道自动巡检装置,可以实现大气环境中微量推进剂含量的自动检测,及时发现安全隐患.该自动巡检装置采用远距离取样、检测通道自动切换的方式实现不同泄漏点的推进剂浓度含量自动巡检,具有检测通道多、检测距离远、响应时间短、检测灵敏度高、操作简单等特点.适用于液体推进剂生产、贮存、运输和使用过程中的泄漏情况实时监测.

摘要： 综述了液体推进剂的分析检测方法.简述了色谱分析、电化学分析、光谱分析、核磁共振波谱、质谱分析等仪器分析已进入液体推进剂质量分析检测领域;指出现场和在线分析成为液体推进剂质量分析的发展方向.

摘要： 针对液体推进剂在贮存过程中泄漏事故发生的多样性、复杂性和不确定性等特点,构建了贮存过程中偏二甲肼(UDMH)的泄漏事故风险评估模型.以偏二甲肼贮存库为评估单元,利用层次分析法评估各贮存库的泄露风险.将安全管理因素、设备因素和环境因素等作为评估的主要指标,据此建立风险评估方程,划分风险等级.评估结果表明,安全管理在影响因素中所占权重最大,其次为设备因素和环境因素,可依此排序制定预防措施,提高预防事故能力.

摘要： 介绍了基于开放光路傅里叶变换红外光谱学(OP-FTIR)技术实时检测常规液体推进剂气体(偏二甲肼和二氧化氮)的方法.该方法具有灵敏度高,选择性好,响应速度快,非接触测量等特点,利用研制的开放光路对射式FTIR检测系统对作业环境中的偏二甲肼和二氧化氮进行连续检测,得到吸收光谱,再使用Marquardt非线性最小二乘法进行浓度反演.测量结果表明,该检测系统能准确监测偏二甲肼和二氧化氮气体浓度,光谱分辨率为1cm-1,并具有很高的信噪比.最低检测浓度在1ppm以下,对UDMH和NO2的测量误差均小于10％.

摘要： 为了进一步了解液体推进剂电热化学炮的燃烧推进原理,开展了脉冲等离子射流在圆柱形充液室中扩展的实验,并建立了等离子射流在液体中扩展的二维轴对称非稳态数学物理模型,重点分析了喷射压力对等离子射流在液体中扩展特性的影响,获得了Taylor空腔扩展的轴向位移随时间变化的经验关系式.结果说明:喷射压力越大,Taylor空腔扩展的轴向位移越大,空腔两侧低压区出现的越晚,喷孔附近的温度波动越剧烈;Taylor空腔轴向位移的计算值与实测值吻合较好.

摘要： 本文用气质联用仪对天津大学生产的3种JP-10以及日本产标称纯度大于94%的JP-10进行成分分析和纯度测定。结果表明，用气相色谱质谱法对JP-10进行成分分析时，用浓溶液直接进样其组分分离效果不理想，用甲醇配制成稀溶液之后，各组分之间能实现很好的分离;用外标法对JP-10的纯度进行测定，需要把样品稀释到标准溶液相近的浓度，该法具有快速方便、准确度高的优点;在(0.5～20)mg/mL的浓度区间内，JP-10的浓度和色谱图峰面积之间具有较好的线性关系，建议定量分析时把溶液稀释到这一浓度区间。

摘要： 液体推进剂剩余量计算误差会导致对嫦娥三号探测器质量估计错误,从而导致预期目标与变轨结果发生偏差,因此,选择合理的在轨推进剂耗量计算方法是圆满完成嫦娥三号探测器飞行任务的保障.嫦娥三号探测器在轨推进剂耗量计算采用加速度计法和簿记法进行综合估算,飞行试验数据分析表明,该方法有效,精度较高,可以推广应用于空间推进系统在轨推进剂耗量计算.

摘要： 飞行器液体推进剂晃动问题一直是航天工作者研究的热点.本文发展了一种基于透射条纹技术的液体晃动液面动态变形测量方法.在发生晃动的液面下方布置单向几何光栅,通过容器上方和水平方向上的高速CCD相机分别记录下因液面变形而产生的条纹变形图和液面边缘高度信息.将之代入所推导的液面离面变形与条纹位移之间的数学关系中,即可迭代求得液面动态形貌.本方法具有精度高、成本低、非接触、简便易行等优点.

摘要： 为保证推进剂贮箱设计的合理性和结构强度的可靠性,进行力学环境试验考核是产品研制工作中的重要项目之一.本文以某双组元姿轨控动力系统推进剂贮箱作为研究对象,概述了贮箱振动试验的目的、模拟介质配置、测点布置、连接边界条件、控制要求、压力加载及监测、载荷条件、下凹准则及加载程序等内容,开展了钛合金金属膜片贮箱研制过程中的地面振动力学环境试验,并对试验结果进行了初步分析.在试验件贮箱振动结束后,对其开展了排液试验、气密检查和剖切处理,测试结果满足技术指标要求,分解结构未见异常,验证了试验方法的可靠性和试验结果的有效性.该试验研究方法和结果为航天器姿轨控动力系统的优化设计及工程化应用提供一定的参考.

摘要： 为保证推进剂贮箱设计的合理性和结构强度的可靠性,进行力学环境试验考核是产品研制工作中的重要项目之一.本文以某双组元姿轨控动力系统推进剂贮箱作为研究对象,概述了贮箱振动试验的目的、模拟介质配置、测点布置、连接边界条件、控制要求、压力加载及监测、载荷条件、下凹准则及加载程序等内容,开展了钛合金金属膜片贮箱研制过程中的地面振动力学环境试验,并对试验结果进行了初步分析.在试验件贮箱振动结束后,对其开展了排液试验、气密检查和剖切处理,测试结果满足技术指标要求,分解结构未见异常,验证了试验方法的可靠性和试验结果的有效性.该试验研究方法和结果为航天器姿轨控动力系统的优化设计及工程化应用提供一定的参考.

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： 本发明公开了一种低温液体火箭推进剂用流量控制阀及液体火箭发动机。流量控制阀包含壳体、气控装置、及限位装置，壳体内部具有第一腔体和第二腔体，气控装置包括活塞杆，第一活塞和第二活塞，活塞杆设置在第一开孔中，第一活塞沿径向的外侧与第一腔体密封贴合，第二活塞沿径向的外侧与第二腔体密封贴合，第一活塞远离所述第二活塞的一端连接阀芯，阀芯一端用于配合介质入口端，气体通过通道进入第一作动腔带动阀芯关闭所述介质入口端，气体通过通道进入第二作动腔带动阀芯打开介质入口端；限位装置用于对活塞杆沿轴向的位置进行限位。本发明的流量控制阀，具有简化结构、减轻重量、结构稳定及提高密封性的优点。

摘要： 用于液体食品的容器(1)和一定量的推进剂(2)的组合体，所述推进剂(2)将容器(1)置于压力下以使得食品经由开口(11)流出容器(1)，其特征在于，推进剂(2)在5°C的温度具有大于150kPa的蒸汽压，而在25°C的温度具有小于1000kPa的蒸汽压。

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： 本发明提供一种低温液体火箭推进剂管路控制系统及液体火箭发动机，包含：主管路，设置在所述主管路入口端的控制阀，用于存放气体介质的气瓶，设置在所述主管路下游的电磁阀，设置在所述电磁阀下游的第一气体分支管路和第二气体分支管路，在所述控制阀的下游，所述气瓶和所述主管路连通，所述电磁阀一端与所述主管路出口端连接，另一端连通所述第一气体分支管路和第二气体分支管路，所述第一气体分支管路和所述第二气体分支管路均设有用于控制气体导通/开闭的气动阀，且所述第二气体分支管路和/或所述第一气体分支管路的至少之一设有用于调节气体流量的流量调节器。本发明能够减少阀门数量和总装管路，方便控制，使得控制系统更加安全、可靠。

摘要： 本发明公开了一种低温液体火箭推进剂用流量控制阀及液体火箭发动机。流量控制阀包含壳体、气控装置、及限位装置，壳体内部具有第一腔体和第二腔体，气控装置包括活塞杆，第一活塞和第二活塞，活塞杆设置在第一开孔中，第一活塞沿径向的外侧与第一腔体密封贴合，第二活塞沿径向的外侧与第二腔体密封贴合，第一活塞远离所述第二活塞的一端连接阀芯，阀芯一端用于配合介质入口端，气体通过通道进入第一作动腔带动阀芯关闭所述介质入口端，气体通过通道进入第二作动腔带动阀芯打开介质入口端；限位装置用于对活塞杆沿轴向的位置进行限位。本发明的流量控制阀，具有简化结构、减轻重量、结构稳定及提高密封性的优点。

摘要： 液体火箭推进剂加注过程加注枪推进杆与加注阀对接机构，该结构加注枪推进杆采用万向球与单自由度运动的推进连接杆及活塞连接杆装配体连接，并通过阻尼波纹管进行限位，加注阀阀芯为锥面结构，在推进杆推动作用下通过径向限位支架进行限位。该结构能够保证当加注枪推进杆轴线与加注阀阀芯轴线配合出现微小偏差从而不共线时，加注枪推进杆球头部分依然能够在阀芯锥面引导下对中，且阀芯在推进杆作用下运动过程中，在径向限位支架作用下始终保持单自由度运动，进而消除推进杆在接触位置施加给阀芯的偏转力矩，降低阀芯损坏风险，同时保证推进杆动作复位后，阀芯能够准确复位，避免密阀芯封垫与壳体止口接触位置出现多道压痕从而降低加注阀泄露风险。

摘要： 本申请提供一种液体飞行器推进剂贮箱消能器及推进装置，包括中心筛筒组件，所述中心筛筒组件包括一端开口的中心筛筒本体、以及设置在所述中心筛筒本体开口端的第一连接件；所述中心筛筒本体相对远离所述第一连接件的一端开设有若干第一出流孔；套筒组件，所述套筒组件包括一端开口的套筒本体、以及设置在所述套筒本体开口端的第二连接件；所述套筒本体套设在所述中心筛筒本体的外部，并与所述中心筛筒本体之间形成缓冲空间；所述套筒本体与所述贮箱内壁之间形成回旋空间；所述套筒本体相对靠近所述第二连接件的一端开设有若干第二出流孔；所述第二连接件与所述第一连接件相连接，且所述第二连接件具有反射面；本申请提供的消能器达到了减速增压的目的。

摘要： 本实用新型提供一种低温液体火箭推进剂管路控制结构及液体火箭发动机，包含用于气体介质流通的主管路，所述主管路上游连接进气端，设置在所述主管路下游且用于控制气体介质向分支管路流通的电磁阀，以及设置在所述电磁阀下游的第一气体分支管路和第二气体分支管路，所述电磁阀一端与所述主管路连接，另一端与所述第一气体分支管路和所述第二气体分支管路连通，所述第一气体分支管路和所述第二气体分支管路均设有用于控制气体导通/开闭的气动阀。本实用新型能够减少阀门数量和总装管路，方便控制，使得控制系统更加安全、可靠。

摘要： 本申请公开了一种用于电推进的液体推进剂供给组件及电推进系统。该用于电推进的液体推进剂供给组件包括：管路以及依次设置在所述管路上且由所述管路导通的加热装置、多孔材料件、防水透气膜和减压阀。本发明还提供了包括上述用于电推进的液体推进剂供给组件的电推进系统。本申请解决了空间电推进中氙气作为推进剂成本高、无法长期大量应用、以及而飞行器自身携带的空间废液、废水及原位资源可用的液体不能得以利用的问题。实现了液体推进剂的微流量供给，具有效率高、灵活度高、适用范围宽和长寿命的特点。