液氧液甲烷姿轨控动力系统动态特性仿真研究

发布时间：2020-04-27 10:06

【摘要】：液氧液甲烷是未来空间推进领域优选的推进剂组合。本文以液氧液甲烷姿轨控动力系统为研究对象,开展了系统方案的设计工作,采用模块化建模和仿真的思想,利用AMESim开发了系统部组件的仿真模块,建立了全系统的仿真模型,对系统动态特性开展了仿真研究。本文还对低温推进剂在管路中流动过程建立了动力学模型,并对充填过程进行了仿真和分析。本文还考虑了电磁阀后产生的气液两相流对系统动态特性的影响。首先,针对液氧液甲烷姿轨控动力系统方案开展研究,简述了低温推进剂的管理方案,给出了系统的原理图,为动态特性的仿真提供了研究对象。其次,简述了低温推进剂流过常温管路的分布特性,建立了低温推进剂在管路中流动和传热的动力学模型,采用集中参数的方法对液氧单管充填过程开展仿真,并进行了分析。再次,在AMESim上搭建了液氧液甲烷全姿轨控动力系统的通用仿真模型,对系统过渡过程响应特性和水击现象进行分析,得到了阀门开启时序、喷注压降和燃烧时滞对动态特性的影响。对干扰作用下系统的响应特性进行了分析,评估了系统的抗干扰能力。最后,考虑了液氧液甲烷姿轨控动力系统电磁阀后结构壁面的传热会导致发动机启动过程中出现气液两相流,通过对电磁阀后结构做简单化处理,对系统的启动过程开展了仿真研究。结果表明,产生的气液两相流阻碍了发动机建压过程,并提出削弱这种延迟效应的一些方法。
【图文】：

循环方式,动力系统,飞行器,推力

国防科学技术大学研究生院硕士学位论文第一章绪论1.1 课题研究背景及意义着航天和国防需求的日益增长，尤其是天地往返飞行器[1]、深空探测飞行务需求的提出，这对于动力系统长时间在轨和重复使用性能就提出了更高目前已广泛使用的液体火箭发动机推进剂组合主要有四氧化二氮\肼类、和液氢\液氧，图 1.1 为不同类别的飞行器采用动力系统的循环方式、推。

液氧,发动机,自燃推进剂,合同要求

国防科学技术大学研究生院硕士学位论文Aerojet 采用了其早期研制液氧/酒精 RCE 的技术方案，最初的试验是基于研制的 870lbf(3.87kN)液氧/酒精 RCE 进行的，该发动机针对液氧/液甲烷推进点进行了适应性修改，并在 NASA 白沙试验场进行了热试车。Aerojet 利用试据发展了 100lbf 液氧/液甲烷 RCE，发动机采用电点火系统，点火器与发动机采用了一体化设计，，不需要单独配置点火器供应系统，推力室为铌合金材料，面积比 80:1[25]。发动机累计进行了 55000 次点火试验(图 1. 2)，真空比冲达 317s，最小电脉冲宽度达到了 40ms，超过了合同规定的 80ms 要求[26]。
【学位授予单位】：国防科学技术大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2016
【分类号】：V511

【参考文献】