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        神舟七號(hào)飛船伴星液氨閃蒸射流推進(jìn)技術(shù)

        2012-09-21 08:41:38李永策
        載人航天 2012年1期
        關(guān)鍵詞:冷氣推力器液化氣

        魏 青,李永策

        (上??臻g推進(jìn)研究所,上海200233)

        1 引言

        微小衛(wèi)星是人造衛(wèi)星發(fā)展領(lǐng)域的一個(gè)重要分支,由于微小衛(wèi)星的功能相對(duì)簡單,單獨(dú)的一顆微小衛(wèi)星在工程應(yīng)用上的價(jià)值不高。如果利用微小衛(wèi)星進(jìn)行編隊(duì)飛行或組成星座,以替代常規(guī)的大衛(wèi)星,在成本、性能、可靠性等方面都將具有較大的優(yōu)勢(shì),因此,編隊(duì)飛行或星座聯(lián)網(wǎng)將是微小衛(wèi)星工程應(yīng)用的主要方向。

        要實(shí)現(xiàn)微小衛(wèi)星的編隊(duì)飛行和星座間的位置保持,就要求微小衛(wèi)星具有一定的機(jī)動(dòng)能力,這就對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)在微小衛(wèi)星上的應(yīng)用提出了要求。

        由于微小衛(wèi)星自身重量、體積、功耗以及成本的限制,目前可應(yīng)用于微小衛(wèi)星的推進(jìn)方案,尤其對(duì)于總重在50kg級(jí)以下的微小衛(wèi)星,基本局限于常規(guī)的冷氣推進(jìn)。冷氣推進(jìn)方案由于其結(jié)構(gòu)簡單、可靠,在微小衛(wèi)星中應(yīng)用十分廣泛。但是冷氣推進(jìn)方案的劣勢(shì)在于密度比沖很低,即使是采用高壓貯存推進(jìn)工質(zhì)以降低貯存所需的容積,密度比沖提高的也不多。

        為克服冷氣推進(jìn)貯存密度較低的缺陷,英國Surrey大學(xué)和上??臻g推進(jìn)研究所在一些試驗(yàn)性的衛(wèi)星上采用了液化氣推進(jìn)方案[1,2],利用液化氣(丙烷、氨等)常溫下可加壓液化的特點(diǎn),將液化氣液化貯存,需要工作時(shí),通過加熱使之汽化,最后以冷氣方式工作。這樣既具有了冷氣推進(jìn)簡單的優(yōu)點(diǎn),又由于通過推進(jìn)工質(zhì)的液化貯存,在不高的貯存壓力下,提高了貯存密度,從而提高了密度比沖。

        但是這種液化氣推進(jìn)方案的工作模式也有著一定的局限性,由于推進(jìn)工質(zhì)由液態(tài)轉(zhuǎn)化為氣態(tài),需要較大的加熱功率。以500mN推力,1000Ns/kg比沖的液氨推力器為例,在1s內(nèi),噴射出的氣體量為0.5g,液氨(20℃)蒸發(fā)補(bǔ)充這0.5g氣體,需要的熱量是588J,也即只有588W的加熱器才可以提供這個(gè)熱量,這種功率是微小衛(wèi)星難以滿足的。此外由于液化氣推進(jìn)工質(zhì)的飽和蒸汽壓隨溫度變化十分急劇,在0℃和20℃時(shí),其飽和蒸汽壓由0.43MPa上升到0.86MPa[3],這直接影響了推力器最終推力。因此這種液化氣推進(jìn)模式(下文將其稱之為“液化氣冷氣推進(jìn)模式”)只適用于短時(shí)工作或可以小功率充分預(yù)加熱以及對(duì)推力精度要求不高的場(chǎng)合。

        神舟七號(hào)飛船伴星同樣采用了液化氣推進(jìn)方案,但有別于上述的液化氣冷氣推進(jìn)模式,而是采用了一種全新的液化氣閃蒸射流推進(jìn)模式。

        2 神舟七號(hào)飛船伴星推進(jìn)方案

        神舟七號(hào)飛船伴星是一顆微小衛(wèi)星,其任務(wù)之一是對(duì)飛船的留軌艙進(jìn)行繞飛,實(shí)現(xiàn)以留軌艙為中心4km×8km的橢圓繞飛。

        在伴飛任務(wù)中,留軌艙處于無動(dòng)力飛行狀態(tài),必須根據(jù)地面對(duì)留軌艙測(cè)得的軌道實(shí)時(shí)制定伴星的軌道機(jī)動(dòng)策略,這一方面要求伴星推進(jìn)系統(tǒng)必須提供非常精確的推力沖量,另一方面也意味著推進(jìn)系統(tǒng)沒有充分的預(yù)加熱時(shí)間。因此液化氣冷氣推進(jìn)模式不能滿足此種任務(wù)要求。

        通過對(duì)任務(wù)需求的分析,綜合性能、安全、可靠等因素,最終采用了一種新型的液化氣推進(jìn)工作模式,將液氨直接從推力器噴射,利用液氨的閃蒸特性,在真空環(huán)境下,液氨在噴管中快速蒸發(fā)汽化,最終以氣液兩相流的狀態(tài)噴射出去,從而產(chǎn)生推力。這種模式稱之為“液化氣閃蒸射流推進(jìn)模式”。

        伴星推進(jìn)系統(tǒng)的原理圖見圖1。系統(tǒng)采用了兩個(gè)1.2L貯箱貯存推進(jìn)劑液氨,貯箱下游設(shè)置了過濾器和自鎖閥,配置一臺(tái)推力器,推力軸線通過衛(wèi)星質(zhì)心,以提供軌道控制沖量。模塊上還設(shè)置了一個(gè)壓力傳感器用于測(cè)量貯箱的壓力,兩個(gè)溫度傳感器分別用于測(cè)量貯箱出口溫度和推力器入口溫度,以監(jiān)測(cè)整個(gè)模塊的工作情況。

        圖1 神舟七號(hào)飛船伴星推進(jìn)系統(tǒng)原理圖

        3 液化氣兩種工作模式對(duì)比分析

        液化氣冷氣推進(jìn)模式的工作原理可簡化至圖2,將其簡單的處理為一個(gè)絕熱系統(tǒng),在推力器不工作時(shí),貯箱內(nèi)氣液處于平衡狀態(tài)。

        圖2 液化氣冷氣推進(jìn)模式工作原理

        推力器開機(jī),氣體被噴射出去,貯箱內(nèi)壓力迅速下降,液體的蒸發(fā)速率提高(Q=k·(Ps-P),Q為蒸發(fā)速率,k為蒸發(fā)系數(shù),Ps為飽和蒸汽壓,P為貯箱壓力),當(dāng)液體的蒸發(fā)速率等于通過推力器噴射出去的流量時(shí),貯箱內(nèi)便達(dá)到了一個(gè)新的平衡點(diǎn)。隨著液體的蒸發(fā),推進(jìn)劑溫度的逐漸下降,平衡點(diǎn)也隨之下降,這表現(xiàn)為平衡的壓力在逐步降低,但降低的速率遠(yuǎn)小于推力器開啟瞬間壓力下降速率。

        推力器關(guān)機(jī)后,貯箱壓力開始上升,隨著壓力的上升,當(dāng)壓力P=Ps時(shí),蒸發(fā)速率Q=0,此時(shí)達(dá)一個(gè)新的平衡點(diǎn)。

        利用圖3所示的試驗(yàn)設(shè)施,測(cè)得了在此種工作模式下,貯箱內(nèi)壓力隨推力器工作的變化曲線(見圖4中細(xì)實(shí)線)。貯箱的起始溫度為14℃,貯箱壓力在推力器開啟時(shí),有一個(gè)陡降過程(從0.60MPa到0.52MPa),此過程大概在10s左右,此后,推力器的工作壓力呈緩慢下降趨勢(shì),在后續(xù)的90s工作時(shí),從0.52MPa下降到0.42MPa。

        液化氣閃蒸射流推進(jìn)模式的工作原理可簡化成圖5。推力器開機(jī),貯箱內(nèi)的氨以液態(tài)的形式流出,隨著液體的流出,氣體所占的體積逐漸增加。對(duì)于處于平衡狀態(tài)的液化氣,溫度恒定時(shí),氣態(tài)所占體積在15%~85%的范圍內(nèi),其壓力不會(huì)改變。這使得在溫度恒定的情況下,冷氣推力器所產(chǎn)生的推力基本保持恒定。

        圖3 冷氣推進(jìn)模式試驗(yàn)系統(tǒng)原理圖

        圖4 兩種推進(jìn)模式下貯箱壓力變化曲線

        圖5 閃蒸射流推進(jìn)模式工作原理

        同樣利用圖3的試驗(yàn)系統(tǒng),將推力器的進(jìn)口管路和出氣管斷開,直接與出液管連接。

        圖4中的虛線是此種模式下貯箱內(nèi)壓力隨推力器工作時(shí)間的變化曲線,推力器持續(xù)工作100s,其壓力下降不超過0.02MPa。圖6是推力數(shù)據(jù),圖7是各個(gè)測(cè)溫點(diǎn)的溫度變化情況。

        液化氣冷氣推進(jìn)模式下由于推進(jìn)工質(zhì)以純氣態(tài)噴出,其比沖高于液化氣閃蒸射流推進(jìn)模式下的比沖(以氣液混合方式)。利用同一推力器,在上述兩種模式下進(jìn)行高空試車,以測(cè)量推力器的推力和比沖。表1列出了上述兩種模式下的推進(jìn)性能。

        圖6 推力變化情況

        圖7 各測(cè)溫點(diǎn)變化情況

        表1 冷氣推進(jìn)模式和閃蒸射流模式推進(jìn)性能對(duì)比

        4 液氨的閃蒸射流過程分析

        閃蒸是指液體激烈的蒸發(fā)過程,當(dāng)液體溫度高于其所處壓力下的飽和蒸汽溫度時(shí)(此種液體稱之為過熱液體),其處于熱不平衡狀態(tài),必須通過蒸發(fā)以釋放過熱量,這種蒸發(fā)過程是非常激烈的。文獻(xiàn)[4]對(duì)水的閃蒸研究表明,過熱度越高,閃蒸越激烈,液體內(nèi)部的溫度變化也越大。

        在孤立系統(tǒng)中,閃蒸是利用液體本身的顯熱來提供蒸發(fā)所需的潛熱,即通過一部分液體自身的溫度降低產(chǎn)生的熱量使另一部分液體蒸發(fā)汽化。這樣的情況下,由于不需要外部的加熱,對(duì)于功率需求可以降到最低。

        對(duì)于200km高度的真空環(huán)境而言,環(huán)境壓力所對(duì)應(yīng)的液氨飽和溫度接近了液氨的冰點(diǎn),即-77℃,而衛(wèi)星內(nèi)部的溫度大致在0~20℃范圍,也就意味著液氨閃蒸的過熱度可以達(dá)到77℃以上,這可以使得液氨的閃蒸十分劇烈。

        下文通過能量方程以及結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)推力器的閃蒸性能進(jìn)行分析。推力器簡化為圖8,截面1為推力器的入口,此截面為全液體,截面2為噴管出口,此截面為氣液混合態(tài)。

        圖8 推力器簡化圖

        根據(jù)伯努利方程,在絕熱情況下,忽略重力,對(duì)于無粘性的可壓縮流體:

        其中:h為比焓(J/kg);V為速度(m/s)。因此對(duì)于截面1和截面2,有:

        其中,β為噴出的氣體占總的噴出量的質(zhì)量比例;t1、t2為截面1與截面2處的溫度。

        在閃蒸射流推進(jìn)模式下,測(cè)得的比沖為343m/s,該比沖是液體和氣體混合的綜合比沖。即:

        此外,液氨和氣氨的比焓h(t)和h′(t)均是t的單調(diào)函數(shù)。

        邊界條件按如下確立:

        截面1:相對(duì)于截面2中氣體的流速,V1可忽略不計(jì),即V1≈0;在t1=10℃時(shí),液氨的比焓h(10℃)=245873 J/kg。

        截面2:氣體的排氣速度V2可直接用全氣態(tài)測(cè)得的比沖代替:即V2’=1108m/s;液體的排放速度V2相對(duì)于V2’是個(gè)小量,因此可認(rèn)為:V2=0。

        因此,根據(jù)上述等式,可以求得:β=9.6%,t2=-32℃。

        在噴管的出口處,測(cè)得的最低溫度為-69.2℃,這比計(jì)算的理論值低,主要是閃蒸會(huì)在液體內(nèi)部形成一個(gè)溫度梯度,從液體表面到內(nèi)部,其溫度是逐步升高的。而利用能量守恒計(jì)算得到的閃蒸后的溫度是一個(gè)平均溫度。

        需要指出的是:盡管在噴管的出口處,氣體推進(jìn)劑的質(zhì)量只占了9.6%,由于氣體的比容是液體比容的836倍(在-32℃下,液氨的比容為0.00146m3/kg,氣氨的比容為1.22 m3/kg),因此其氣體推進(jìn)劑的體積占了98.9%。

        由此可見,采用液化氣閃蒸射流推進(jìn)模式,液氨在噴射過程中閃蒸汽化,大約總流量的9.6%以氣態(tài)方式噴射出去,整個(gè)液體溫度下降了42℃(由截面1的10℃降到了截面2的-32℃)。

        5 飛行驗(yàn)證情況

        在伴星對(duì)飛船留軌艙的伴飛過程中,推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用液化氣閃蒸射流推進(jìn)模式,共進(jìn)行8次工作,最終成功地完成了伴飛任務(wù)。根據(jù)推進(jìn)工作時(shí)間長度20s以上的衛(wèi)星測(cè)定軌反算出的推力和地面高空試車測(cè)量得到推力值相比較,兩者的偏差僅在5%左右[5]。在伴飛任務(wù)結(jié)束兩個(gè)月后,衛(wèi)星還進(jìn)行了接近飛船留軌艙試驗(yàn),推進(jìn)系統(tǒng)工作了12次,后續(xù)又進(jìn)行了推進(jìn)劑排空試驗(yàn),推進(jìn)系統(tǒng)工作8次。

        表2列出可伴星推進(jìn)系統(tǒng)前20次工作數(shù)據(jù)。從數(shù)據(jù)判斷,在推力器第17次工作時(shí),其入口處開始出現(xiàn)氣液混合現(xiàn)象,此時(shí)推進(jìn)劑已經(jīng)消耗了75.3%。

        表2 推進(jìn)系統(tǒng)的飛行驗(yàn)證數(shù)據(jù)

        6 結(jié)論

        液化氣閃蒸射流推進(jìn)技術(shù)首次在神舟七號(hào)飛船伴星任務(wù)中取得了圓滿成功。相對(duì)于冷氣推進(jìn)而言,液化氣閃蒸射流推進(jìn)模式具有密度比沖高、系統(tǒng)功耗低、結(jié)構(gòu)更為簡單等優(yōu)點(diǎn),是一種比較適合于微小衛(wèi)星的推進(jìn)方案。 ◇

        [1]Gibbon D,Paul M.The use of Liquefied Gases in Small Satellite Propulsion Systems.AIAA2001-3246.

        [2]Weiqing.The Research and Realization of Liquefied Gas Propulsion Technology.InternationalSymposium on Space Propulsion 2004,Shanghai:August,2004.

        [3]NIST.http://webbook.nist.gov/chemistry accessed on Nov.1 2010.

        [4]郭迎利,鄧煒,嚴(yán)俊杰,等.初始條件對(duì)瞬態(tài)閃蒸過程的影響.工程熱物理學(xué)報(bào)2008.8.

        [5]魏青,郭尚群.閃蒸射流推進(jìn)的應(yīng)用.火箭推進(jìn),2010.6.

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