【摘要】：液氧液甲烷是未來空間推進領域優(yōu)選的推進劑組合。本文以液氧液甲烷姿軌控動力系統(tǒng)為研究對象,開展了系統(tǒng)方案的設計工作,采用模塊化建模和仿真的思想,利用AMESim開發(fā)了系統(tǒng)部組件的仿真模塊,建立了全系統(tǒng)的仿真模型,對系統(tǒng)動態(tài)特性開展了仿真研究。本文還對低溫推進劑在管路中流動過程建立了動力學模型,并對充填過程進行了仿真和分析。本文還考慮了電磁閥后產生的氣液兩相流對系統(tǒng)動態(tài)特性的影響。首先,針對液氧液甲烷姿軌控動力系統(tǒng)方案開展研究,簡述了低溫推進劑的管理方案,給出了系統(tǒng)的原理圖,為動態(tài)特性的仿真提供了研究對象。其次,簡述了低溫推進劑流過常溫管路的分布特性,建立了低溫推進劑在管路中流動和傳熱的動力學模型,采用集中參數(shù)的方法對液氧單管充填過程開展仿真,并進行了分析。再次,在AMESim上搭建了液氧液甲烷全姿軌控動力系統(tǒng)的通用仿真模型,對系統(tǒng)過渡過程響應特性和水擊現(xiàn)象進行分析,得到了閥門開啟時序、噴注壓降和燃燒時滯對動態(tài)特性的影響。對干擾作用下系統(tǒng)的響應特性進行了分析,評估了系統(tǒng)的抗干擾能力。最后,考慮了液氧液甲烷姿軌控動力系統(tǒng)電磁閥后結構壁面的傳熱會導致發(fā)動機啟動過程中出現(xiàn)氣液兩相流,通過對電磁閥后結構做簡單化處理,對系統(tǒng)的啟動過程開展了仿真研究。結果表明,產生的氣液兩相流阻礙了發(fā)動機建壓過程,并提出削弱這種延遲效應的一些方法。
【圖文】：

國防科學技術大學研究生院碩士學位論文第一章 緒論1.1 課題研究背景及意義著航天和國防需求的日益增長，尤其是天地往返飛行器[1]、深空探測飛行務需求的提出，這對于動力系統(tǒng)長時間在軌和重復使用性能就提出了更高目前已廣泛使用的液體火箭發(fā)動機推進劑組合主要有四氧化二氮\肼類、和液氫\液氧，圖 1.1 為不同類別的飛行器采用動力系統(tǒng)的循環(huán)方式、推。

國防科學技術大學研究生院碩士學位論文Aerojet 采用了其早期研制液氧/酒精 RCE 的技術方案，最初的試驗是基于研制的 870lbf(3.87kN)液氧/酒精 RCE 進行的，該發(fā)動機針對液氧/液甲烷推進點進行了適應性修改，并在 NASA 白沙試驗場進行了熱試車。Aerojet 利用試據(jù)發(fā)展了 100lbf 液氧/液甲烷 RCE，發(fā)動機采用電點火系統(tǒng)，點火器與發(fā)動機采用了一體化設計，，不需要單獨配置點火器供應系統(tǒng)，推力室為鈮合金材料，面積比 80:1[25]。發(fā)動機累計進行了 55000 次點火試驗(圖 1. 2)，真空比沖達 317s，最小電脈沖寬度達到了 40ms，超過了合同規(guī)定的 80ms 要求[26]。
【學位授予單位】：國防科學技術大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：V511

【參考文獻】

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本文編號：2642149