电火箭星际航行：技术进展、轨道设计与综合优化

早在1963年, 钱学森先生在他出版的专著《星际航行概论》中阐述了星际航行研究的重要性以及电火箭技术在星际航行中的应用前景. 与传统化学推进相比, 高比冲电火箭或电推进技术有望为星际航行任务承载更多有效载荷以及实现更佳航行性能. 与此同时, 与电火箭技术应用相关的连续推力轨道分析与优化设计为航天轨道力学注入了新的研究内容, 并指导着电火箭星际航行的未来发展. 该文将依次介绍电火箭技术进展、连续推力轨道设计以及电火箭星际航行的综合优化问题, 力图描述电火箭应用于星际航行的基本内容与实现途径以及应用于载人深空飞行的设想.     

电火箭在卫星控制中的应用

1968年,美空军战术通讯卫星 LES-6首次使用电火箭控制卫星姿态,在地球同步轨道上运行五年,顺利地通过了试验,标志着电火箭开始跨入航天火箭俱乐部.与化学火箭不同,电火箭喷出带电的高速气流,因而具有高"比冲"、长寿命、小推力、高精度的特点.化学火箭依靠热力膨胀,喷气速度仅有几公里/秒;电火箭依靠电磁加速,喷气速度却能大到几十公里/秒到几百公里/秒.因此,电火箭的比冲很高,能达数千到数万秒,比化学火箭高 ...     

氨燃料吸气式变循环发动机性能分析

针对飞行马赫数0 ~ 10的宽域飞行器对吸气式动力的需求, 提出了一种以氨为燃料和冷却剂的宽域吸气式变循环发动机, 其工作模态可有3种: 涡轮模态、预冷模态和冲压模态. 首先通过对该发动机各模态热力循环过程进行建模, 计算得到发动机比推力、比冲和总效率等性能参数, 初步验证其在马赫数0 ~ 10范围内工作的可行性; 然后, 选取甲烷和正癸烷为低温低密度和煤油类碳氢燃料的典型代表, 对比各模态下氨与碳氢燃料发动机的性能差异. 结果表明, 由于氨突出的当量总热沉和当量热值, 飞行马赫数3 ~ 5的预冷模态发动机性能各指标均优于碳氢燃料. 在涡轮模态和冲压模态下, 氨燃料发动机比冲较低, 但比推力和总效率优于碳氢燃料; 最后, 对比分析各类燃料马赫数0 ~ 10宽域工作特性, 发现氨预冷可以显著提升发动机比推力, 特别在高马赫数范围, 再生冷却通道内氨可发生裂解反应大量吸热并分解为氢气和氮气, 会进一步提升发动机比推力和比冲, 且不会堵塞冷却通道, 因此可胜任飞行马赫数0 ~ 10的宽范围飞行需求. 而煤油类碳氢燃料受限于比推力低和裂解结焦问题, 最高工作马赫数难以超过8. 本文提出的氨燃料吸气式变循环发动机, 当量冷却能力强且比推力高, 适合用于二级入轨飞行器的一级动力、高马赫数宽域吸气式飞行以及未来高超声速民航等场景.      

磁-电-弹性半空间在轴对称热载荷作用下的三维问题研究

考虑力-电-磁-热等多场耦合作用, 基于线性理论给出了磁-电-弹性半空间在表面轴对称温度载荷作用下的热-磁-电-弹性分析, 并得到了问题的解析解. 利用Hankel 积分变换法求解了磁-电-弹性材料中的热传导及控制方程, 讨论了在磁-电-弹性半空间在边界表面上作用局部热载荷时的混合边值问题, 利用积分变换和积分方程技术, 通过在边界表面上施加应力自由及磁-电开路条件, 推导得到了磁-电-弹性半空间中位移、电势及磁势的积分形式的表达式. 获得了磁-电-弹性半空间中温度场的解析表达式并且给出了应力, 电位移和磁通量的解析解. 数值计算结果表明温度载荷对磁-电-弹性场的分布有显著影响. 当温度载荷作用的圆域半径增大时, 最大正应力发生的位置会远离半无限大体的边界; 反之当温度载荷作用的圆域半径减小时, 最大应力发生的位置会靠近半无限大体的边界. 电场和磁场在温度载荷作用的圆域内在边界表面附近有明显的强化, 而磁-电-弹性场强化区域的强化程度跟温度载荷的大小和作用区域大小相关. 本研究的相关结果对智能材料和结构在热载荷作用下的设计和制造具有指导意义.      

THREE-DIMENSIONAL ANALYSIS OF A MAGNETOELECTROELASTIC HALF-SPACE UNDER AXISYMMETRIC TEMPERATURE LOADING 1)

考虑力-电-磁-热等多场耦合作用, 基于线性理论给出了磁-电-弹性半空间在表面轴对称温度载荷作用下的热-磁-电-弹性分析, 并得到了问题的解析解. 利用Hankel 积分变换法求解了磁-电-弹性材料中的热传导及控制方程, 讨论了在磁-电-弹性半空间在边界表面上作用局部热载荷时的混合边值问题, 利用积分变换和积分方程技术, 通过在边界表面上施加应力自由及磁-电开路条件, 推导得到了磁-电-弹性半空间中位移、电势及磁势的积分形式的表达式. 获得了磁-电-弹性半空间中温度场的解析表达式并且给出了应力, 电位移和磁通量的解析解. 数值计算结果表明温度载荷对磁-电-弹性场的分布有显著影响. 当温度载荷作用的圆域半径增大时, 最大正应力发生的位置会远离半无限大体的边界; 反之当温度载荷作用的圆域半径减小时, 最大应力发生的位置会靠近半无限大体的边界. 电场和磁场在温度载荷作用的圆域内在边界表面附近有明显的强化, 而磁-电-弹性场强化区域的强化程度跟温度载荷的大小和作用区域大小相关. 本研究的相关结果对智能材料和结构在热载荷作用下的设计和制造具有指导意义.     

喷管对脉冲爆轰发动机性能的影响

采用热力学循环分析方法, 从理论上推导了脉冲爆轰发动机(pulse detonationengine, PDE)不完全膨胀条件下的热效率公式, 并定量考察了不同燃烧室初始温度下热循环效率随出口压力比的变化, 研究表明气体膨胀越完全, 工质的热循环效率越高. 应用数值模拟方法分别研究了收缩-扩张喷管和扩张喷管, 比较了它们对PDE推力和比冲的影响, 考察了它们在PDE各个循环阶段的作用. 此外, 还分析了收缩-扩张喷管收缩段引起的反射激波的影响, 理论上反射激波会降低PDE热循环效率和比冲, 但当反射激波马赫数小于1.5时, 对PDE热循环效率的影响很小, 其正面作用占优.      

脉冲爆轰发动机的系统性能分析

采用简化的脉冲爆轰推进装置模型,利用热循环效率分析方法,推导了包含进气道总压恢复系数的热循环效率公式. 并在特定来流条件下,考察了一个爆轰循环中进气道总压恢复系数和燃烧室初始温度对热循环效率和比冲的影响. 研究发现,降低来流总压损失有助于提高热循环效率,而提高燃烧室初始温度能更有效地提高热循环效率. 据此,提出了多级重起爆脉冲爆轰发动机概念,利用在突扩截面上解耦的爆轰波的前导激波去再次压缩工质,进一步提高工质的热力学参数,从而提高脉冲爆轰装置的热循环效率. 推导了此种构型PDE的热循环效率计算公式,并对多级重起爆脉冲爆轰发动机进行了原理性论证. 研究结果表明,多级重起爆方法提高了燃烧室的爆前温度,从而有效地提高脉冲爆轰发动机热循环效率. 最后,关于出口工质的非完全膨胀的情况,做了定性的阐述,认为只有降低工质的出口压力,才能更有效增加工质的出口动能,从而提高热循环效率.      

高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展

吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0～7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0～10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.     

温度循环载荷对柔性接头界面损伤的影响

固体火箭发动机在生产、运输和储存的过程中会受到环境湿热和老化载荷的作用,导致柔性接头界面的力学性能产生退化.为研究柔性接头界面力学性能退化对界面损伤的影响规律,基于双线性内聚力模型建立了一种描述界面力学性能退化的数学模型.以某柔性接头为研究对象,为便于研究,以温度循环载荷代替环境老化载荷开展了界面损伤分析,并采用ABAQUS 6.14进行了仿真.结果 表明,与后法兰粘接的界面损伤程度最大.当温度循环周期达到672次时,界面13和界面14的损伤程度分别由初始状态的2.9％和4.3％增加到5.2％和8.2％,增幅分别高达81.2％和91.7％.同时,温度循环载荷会加速柔性接头的界面损伤.该界面力学性能退化模型可为柔性接头老化研究提供参考.     

温压炸药在野外近地空爆中的冲击波规律

为了研究温压炸药在敞开空间爆炸中冲击波的规律,选取典型温压炸药制成不同量级的裸药柱进行野外近地空爆实验,同时用TNT进行对比实验,获取温压炸药与TNT的冲击波参数并拟合得到相似律公式。结果表明,温压炸药的冲击波超压峰值在中远场略高于TNT;在相同对比距离处,温压炸药的比冲量明显高于TNT,在对比距离小于2 m/kg1/3的近场,温压炸药的比冲量达到TNT的2倍。引入超压-比冲量曲线描述冲击波特征,表明当超压峰值相同时,温压炸药比冲量更大, 超压峰值在20~50 kPa的中度以下毁伤范围时,温压炸药的比冲量比TNT高40%~60%,可产生更严重的毁伤效应。冲量是爆炸冲击波的重要毁伤元素,应建立与冲量有关的方法评价温压炸药的威力。     

基于光学诊断的某新型含铝推进剂燃烧特性分析

为探究某新型含铝固体推进剂燃烧特性和规律,在模拟固体发动机的高压条件下,采用可调功率激光器结合高速摄影、发射光谱等光学诊断技术对该新型含铝固体推进剂开展了系统的点火及燃烧过程研究。通过对该推进剂的点火延迟、退移速率、燃烧温度以及团聚物颗粒尺寸的定量测量和分析,明确了该推进剂的点火延迟量级;证实此推进剂的退移速率严格遵循Summerfield燃速公式;判断出其最高燃烧温度高于3 300 K,且随压力增大而升高;通过对燃烧过程中发光凝聚相产物面积的量化分析得出推进剂产物中团聚物粒径尺寸受环境参数的影响规律。     

疲劳过程中生热机理的实验探讨

传统的疲劳试验方法确定材料的疲劳极限时试验周期长、需要试件多,故高试验成本成为疲劳试验中一个难以解决的问题.文中利用具有准确、快速、便捷、低成本等优点的热像法测定了多种载荷工况下Q235钢的疲劳极限,并对不同的黏或/和塑性效应主导的生热机制进行了探讨.材料疲劳过程中,疲劳极限之下的载荷引起的温度波动来源于热弹性效应,温升来源于材料的非弹、塑性效应(如黏性效应);而疲劳极限之上的载荷引起塑性功累计,导致疲劳损伤产生,使得温升机制出现转折.通过对试验数据的分析,求出了材料的黏性系数,给出了利用塑性能耗的起点确定材料疲劳极限的方法.     

基于吸气式电推进的超低轨飞行系统分析

超低地球轨道(超低轨, VLEO)飞行器对于高质量通讯、地球与空间科学观测具有重要意义.为了克服超低轨区域的高层大气阻力,使飞行器长期在轨飞行,吸气式电推进(ABEP)飞行器的概念被提出并被广泛研究.文章首先分析了吸气式电推进飞行器在150 km高度轨道的主要飞行约束,包括归一化的工质平衡和能量平衡,并提出了影响飞行器超低轨维持的主要因素.为了使有效载荷飞行器长期维持在150 km附近超低轨高度并保持一定的载荷有效覆盖率,提出了两种超低轨飞行系统方案,包括基于无线能量传输技术构建的飞行系统和近地点150 km椭圆轨道飞行系统.计算了相应的轨道高度限制并考虑有效载荷地面覆盖率给出了星座构建方案,评估了上述两种方案的可行性与综合效果.两种方案中,有效载荷均可以在150 km附近的轨道高度内长期维持地面覆盖率,可以为超低轨长期稳定的通讯网络构建、对地观测和相关科学实验提供条件.     

基于液体碳氢燃料的旋转爆轰燃烧特性研究

为了探索液体碳氢燃料参与旋转爆轰所产生的不完全燃烧现象,采用守恒元与求解元方法,开展柱坐标系下的汽油/空气两相旋转爆轰燃烧室三维数值模拟研究,针对燃料喷注压力和反应物当量比对旋转爆轰流场结构及燃烧室性能的影响进行分析。分析结果表明:保持总当量比为1.00,随着燃料喷注压力的上升,燃烧室内燃料不均匀分布增强,产生局部富燃区,燃料在燃烧室未能完全反应,导致燃烧室燃料比冲下降;保持喷注压力不变,减小当量比,在贫燃工况下依然存在局部富燃区,导致燃烧室内出现不完全燃烧现象,降低燃烧室比冲性能。由此可知,反应物喷注方案对气液两相旋转爆轰的不完全燃烧有显著影响。     

斜爆轰发动机的推力性能理论分析

爆轰燃烧具有释热快、循环热效率高的特点. 斜爆轰发动机利用斜爆轰波进行燃烧组织, 在高超声速吸气式推进系统中具有重要地位. 以往研究主要关注斜爆轰波的起爆、驻定以及波系结构等, 缺少从整体层面出发对斜爆轰发动机开展推力性能分析. 本文将斜爆轰发动机内的流动和燃烧过程分解成进气压缩、燃料掺混、燃烧释热和排气膨胀4个基本模块并分别进行理论求解, 建立了斜爆轰发动机推力性能的理论分析模型. 在斜爆轰波系研究成果的基础上, 选取了过驱动斜爆轰、Chapman?Jouguet斜爆轰、过驱动正爆轰和斜激波诱导等容燃烧等4种燃烧模式来描述燃烧室内的燃烧释热过程, 并对比分析了不同燃烧模式对发动机比冲性能的影响. 此外, 还获得了不同来流参数、燃烧室参数和进排气参数等对发动机推力的影响规律, 发现来流马赫数和尾喷管的膨胀面积比是发动机理论燃料比冲的主要影响因素. 最后, 结合以往关于受限空间内斜爆轰波驻定特性等方面的研究成果, 提出了斜爆轰发动机燃烧室的设计方向.      

冲击载荷作用下含裂纹高压埋地输气管道的安全性评定

落石是导致埋地输气管道破坏的主要载荷形式之一.在管道压力一定的情况下,首先建立了落石、土壤和高压埋地输气管道相互作用的力学模型,对在内压和落石冲击联合载荷作用下的高压埋地输气管道的动态响应进行了有限元分析.然后对含初始裂纹的情况基于虚拟裂纹闭合技术(VCCT)获得了埋地输气管道的动态断裂参数.在落石质量一定的条件下,分别获得了无裂纹管道的峰值有效应力和含初始裂纹管道的动态断裂参数与落石冲击速度的关系曲线,并拟合出相应的函数关系.根据切线交点准则求出了落石的极限冲击速度.计算结果表明:初始裂纹的存在大大降低了埋地输气管道的极限承载能力.本工作提出的方法和结论对于高压埋地输气管道的安全运营和降低危险系数具有十分重要的意义.     

空间润滑谐波减速器失效机理研究

为研究空间环境下谐波减速器失效机理,并为其可靠性寿命试验提供理论基础,对空间润滑谐波减速器进行5 000 h真空寿命试验.结果表明:DLC薄膜与润滑脂(Braycote601)复合润滑的柔轮-刚轮齿面运转良好,Braycote601油脂单独润滑的柔轮内壁-柔性轴承外圈出现严重磨损.对其进行混合润滑数值分析,结果显示在3～150 r/min的转速范围内,该接触区域始终处于混合润滑状态并由此导致磨损产生,微凸体直接接触所负担的载荷比例随转速的增加而减小,随温度与载荷的增加而增大;低速运转时,温度与载荷对微凸体接触程度的影响效果明显,但随着转速的增大,温度与载荷的影响快速减弱.     

古水水电站工程区域堆积体边坡工程地质分析

基于弹性有限变形理论和电弹性体偏场理论,对半无限压电体及其表面电极层间存在 穿透脱层的屈曲问题进行了分析. 采用平面应变模型,在脱层远处作用有平行于脱层的应变 载荷. 使用Fourier积分变换,应用脱层界面的连续条件和电极表面的边界条件将问题归为 第2类Cauchy型奇异积分方程组. 利用Gauss-Chebyshev积分公式将奇异积分方程组变为 齐次线性代数方程组,以确定临界应变载荷. 通过数值算例,给出了底层为PZT-4材料、 电极为金属Pt在不同的脱层长厚比时的临界应变载荷和屈曲形状,分析了压电体的压 电、介电效应对屈曲载荷的影响. 另外给出了脱层屈曲时,脱层尖端奇异性振荡因子随不同 脱层长厚比的关系曲线.     

多壁碳纳米管-高聚物纳米复合材料的抗蠕变性能

通过双螺杆挤出机和模压成型设备制备了两种不同长径比的多壁碳纳米管(MWNT)增强的聚丙烯(PP)纳米复合材料.实验表明,通过添加1%体积含量的MWNT,聚丙烯的抗蠕变性能得到很大提高,即长时间加载后,基体的蠕变变形量和蠕变率均显著降低.同时,在特定载荷下,纳米复合材料的蠕变寿命比纯基体提高了10倍.几种载荷传递机理导致了材料抗蠕变性能的增强:(1)碳纳米管和基体之间较好的界面性能,(2)碳纳米管限制了基体内无定型分子链的活动性,以及(3)碳纳米管的较高的长径比.差分热扫描(DSC)的结果显示了材料蠕变前后结晶的变化和载荷传递机理分析是一致的.这些实验结果显示,在不增加成本的基础上可以大大提高抗蠕变的聚合物纳米复合材料的工程应用.     

高速杆式弹侵彻下蓄液结构的防护能力

为提高蓄液结构的防护能力,开展蓄液结构弹道侵彻实验,通过改变其前、后面板厚度配比,研究前、后面板不同厚度匹配对蓄液结构破坏模式、压力载荷特性及防护能力的影响。结果表明:弹丸初速是影响入射波压力峰值大小的主要因素。固定前、后面板总厚度不变时,随着前、后面板厚度比的增大,前面板破坏模式由剪切冲塞-薄膜鼓胀-凹陷变形转变为剪切冲塞-薄膜鼓胀直至剪切冲塞破坏,后面板破坏模式由隆起-碟形破坏转变为薄膜鼓胀-花瓣开裂破坏。前、后面板破坏模式是相互影响的,前、后面板厚度匹配关系决定了其相应破坏模式的发生。前面板薄后面板厚的蓄液结构吸收冲击动能更多,抗侵彻能力也更强。