贮箱

摘要： 对基于压力信号器控制的贮箱地面增压技术及其在发射场的实际应用情况进行了介绍分析。常温贮箱射前地面增压时间较为宽裕,一般采用单气路单压力信号器控制增压;低温贮箱射前地面增压时间较短,要求较快的增压速率,一般采用双气路双压力信号器控制增压。贮箱射前地面增压存在压力后效,影响压力后效大小的主要因素包括:增压充气流量q_(m)、增压电磁阀动作响应时间Δt、增压电磁阀后供气管路气体容积V_(g)。发射场实际应用过程中,通过调整供气管路上节流孔板大小控制增压充气流量,使贮箱增压压力后效满足要求。针对压力信号器失效故障模式,通过设置紧急放气电磁阀和冗余设计,实现紧急放气和冗余备保增压,可以确保贮箱射前增压工作正常。

摘要： 贮箱内壁多余物的控制与清理一直是运载火箭制造过程中的技术难点、风险点和薄弱环节。通过对贮箱内壁复杂结构多余物清理的难题进行梳理,结合多余物的种类、尺寸、吸附脱附机理,提出了一种基于贮箱翻转台的新型超声微激振多余物清理方案,从仿真分析的角度揭示其清理机理,并结合微激振器结构参数对清理效果的影响进行分析,获得最佳设计参数,并完成微激振器阵列的布置方案。

摘要： 航天产品多余物对日益高密度的航天活动带来了极大挑战。因此,先深入探讨航天产品多余物种类和危害,系统总结多余物的产生环节和因素,并给出防控原则,再重点研究贮箱多余物的产生和防控,尤其是对窄小间隙结构,提出了金属多余物定量评价方法——金属多余物无损检测成像评价方法,从而消除“顽固”金属多余物对航天活动带来的危害。

摘要： 天地往返运输系统中贮箱设计的核心问题是其可重复使用性.贮箱重复使用性必须通过提高结构耐久性来获得,而耐久性提高必须基于对贮箱结构的健康状况有足够的认识,需要采用先进传感器技术和无损检测评价来确认贮箱结构的功能完整性和健康状况.针对可重复使用贮箱在飞行过程中的温度分布、应力分布、损伤演化及外部撞击等,论述了可重复使用贮箱失效模式与健康监测策略,集成化健康监测和诊断技术及其相应体系构架,实现贮箱的状态监测、损伤监测和外部撞击监视,为贮箱的安全、正常工作提供保障.

摘要： 针对火箭贮箱卧式搅拌摩擦焊的焊接特点,设计了集主驱动和外定位于一体的焊接机床.对底箱、环座和压环等机床床身的主要零/部件进行了强度、刚性分析,并验证其对火箭贮箱焊接质量的影响;解决了火箭贮箱焊接时扭转力矩偏大、定位精度低以及焊接扭转错缝等难题.推动了我国火箭贮箱搅拌摩擦焊的工程化应用,为后续相似装备的设计开发提供了实际应用依据和技术借鉴.

摘要： 为了分析防塌陷装置的效果及影响,采用流体动力学软件Flow3D开展液体火箭贮箱出流口防塌陷仿真研究.仿真结果表明,倒锥防塌陷装置通过减小中心区域与近壁区域的速度差,可以有效延迟发动机工作末期出流口塌陷夹气的出现;倒锥位于箱底的位置显著影响防塌陷效果,随着倒锥装置上移防塌陷效果逐渐降低,但同时会使局部最低静压升高,有利于防空化设计,设计中需要综合考虑防塌陷和防空化要求选择合适的倒锥高度;通过仿真模型验证了地面缩比试验模拟飞行工况的有效性.

摘要： PID智能调节仪是利用PID(P比例、I积分、D微分)进行调节的仪表,具有自动校准和人工校准,手动/自动无忧切换,可与各类传感器、变送器配合使用等功能.在某型氢氧发动机试验中,液氢液氧的贮箱压力直接影响着发动机的工作状态和试车结果.本文主要介绍了一种采用PID智能调节仪作为电动控制机构,气动薄膜调节阀作为机械执行机构的贮箱增压技术具有响应速度快和控制精度高的特点.

摘要： PID智能调节仪是利用PID(P比例、I积分、D微分)进行调节的仪表,具有自动校准和人工校准,手动/自动无忧切换,可与各类传感器、变送器配合使用等功能。在某型氢氧发动机试验中,液氢液氧的贮箱压力直接影响着发动机的工作状态和试车结果。本文主要介绍了一种采用PID智能调节仪作为电动控制机构,气动薄膜调节阀作为机械执行机构的贮箱增压技术具有响应速度快和控制精度高的特点。

摘要： 天地往返运输系统中贮箱设计的核心问题是其可重复使用性。贮箱重复使用性必须通过提高结构耐久性来获得,而耐久性提高必须基于对贮箱结构的健康状况有足够的认识,需要采用先进传感器技术和无损检测评价来确认贮箱结构的功能完整性和健康状况。针对可重复使用贮箱在飞行过程中的温度分布、应力分布、损伤演化及外部撞击等,论述了可重复使用贮箱失效模式与健康监测策略,集成化健康监测和诊断技术及其相应体系构架,实现贮箱的状态监测、损伤监测和外部撞击监视,为贮箱的安全、正常工作提供保障。

摘要： 近日,我国首个3.35 m直径铝锂合金火箭贮箱在火箭院诞生,经各环节试验检测合格且性能良好,初步具备工程应用条件。该贮箱采用了第三代高性能铝锂合金,与当前国际主流铝铜合金贮箱相比,强度提升30%左右.

摘要： 液体推进剂在贮箱中的晃动会引起火箭在飞行过程中的不稳定,严重时会偏离可控的飞行轨道.因此,开展低温贮箱的晃动特性研究意义重大.以重力条件下的低温推进剂贮箱为研究对象,采用Flow-3D软件对不同结构环形防晃挡板的作用效果开展了数值模拟.对环形挡板取不同的挡板倾角、宽度和层数,通过监测流体质心的运动规律分析了各种装置的防晃效果.数值结果表明:挡板宽度越大,流体质心在水平激励方向的晃动幅度越小,趋向稳定的速度越快;在不同倾角的防晃板结构中,90°倾角的水平环形挡板的防晃效果最优;在设定工况下,防晃板层数在一定范围内的增加,会使防晃效果有明显的提高.

摘要： 贮箱与增压输送管路的相互作用过程复杂:贮箱和管路的刚度较接近,两者互为弹性边界,受力和变形高度耦合;增压输送管路为薄壁多层结构,结构变形有显著的非线性特征;管路工作环境温度较高,材料性能严重退化,在低应力下就会出现大变形;贮箱和管路之间一般采用可滑动连接方式,相互作用力受到接触方式影响;结构强度薄弱区一般都在部件连接处,连接方式的处理直接影响传力路径和应力分布,且连接件的受力有显著的杠杆效应。

摘要： 应用AMESim 系统建模和仿真软件并考虑管路摩擦和组件的热量传递因素, 建立了贮箱充填过程仿真模型。计算了电爆阀打开后减压阀出口压力以及气瓶和贮箱压力变化曲线。仿真计算数据和试验结果基本一致。

摘要： 建立了原点位于与箱于箱内静液面接触线处相切的圆锥的顶点的球坐标系，用高斯超几何级数解析表达速度势和波高的模态函数，通过伽辽金方法把变分方程转变为一个标准的特征值问题形式的频率方程，求解了不同尺寸比例的椭球形贮箱在不同的充液比和不同的邦德数情况下液体晃动的一阶频率，把所求结果和前人们的计算结果和实验结果进行对照，验证了本文的方法不失为一种求解液体小幅线性晃动晃动频率的快速而有效的方法。

摘要： 钛合金贮箱由于焊接结构特殊,使其赤道焊缝在射线检测底片上的结构影像和缺陷难以区分,加之贮箱型号多,不同贮箱之间的射线底片影像也存在较大差异,这些都影响着贮箱焊缝检测结果的可靠性。本文通过对多型贮箱的结构分析,以及对其焊缝射线影像特征与焊缝剖切分析结果的大量分析、对比,提出了贮箱焊缝的射线底片影像识别方法,对提高目前在制的各种贮箱的射线检测结果的准确性有很好的借鉴作用。

摘要： 推进系统通常是安置在卫星服务舱中的一个大的系统部件，它的作用是引导卫星在与运载脱离后变轨及在卫星执行任务时调整姿态和控制姿态。它的安装质量好坏将直接影响卫星的成败，也可以说“它是卫星的心脏”。本文介绍了卫星推进系统内上、下贮箱的安装方法与工装的设计原则.

摘要： 本文从航天推进剂贮箱存在的问题出发,系统分析了液体推进剂对材料的腐蚀和渗漏规律,提出了采用真空镀膜技术进行金属和非金属材料复合的方案解决囊材料对推进剂的渗透问题。

摘要： 液氢/液氧是当前国际上广泛使用的高性能低温推进剂.然而低沸点和难于贮存的特点使其给发动机增压输送系统的研制带来诸多困难.贮箱绝热性能好坏对低温推进剂的贮存效果具有重要影响.绝热性能差的贮箱漏热多,低温推进剂温度分层现象明显,且处于不稳定的自然对流状态,严重影响推进剂的使用性能.采用两相流CFD方法对不同绝热条件下低温推进剂贮箱内的传热与流动过程进行数值模拟,考虑流固耦合传热过程及气液两相间质量、动量和能量的交换过程,研究绝热层温度、贮箱内推进剂含气率、温度和速度等随时间和空间的变化过程并对其形成原因进行分析.期对低温推进剂的安全贮存和使用提供一定的参考意义.

摘要： 本文主要对贮箱气体通过阀门对外放气过程进行了理论分析,计算其出口气体温度并与试验测试结果进行了比较。通过研究得出,贮箱放气过程中阀门出口温度高于气体露点温度,阀门内部不会产生冷凝水。

摘要： 本发明涉及液体火箭贮箱领域，具体提供了一种贮箱过渡环及推进剂贮箱。贮箱过渡环用于箱底和筒段的对接，所述过渡环为环状结构，其包括一体式连接的直段部和曲段部，所述曲段部一端与箱底连接，另一端与所述直段部的内壁连接，所述曲段部的内壁上设有朝向所述过渡环内侧延伸的内横梁，在曲段部上具有环向应力从拉伸应力到压缩应力转变的转折点，内横梁位于靠近转折点的位置处。本发明的贮箱过渡环结构可靠性高、变形协调能力高，功能集成度高，后期装配对接简易，且结构适应范围广，实用性强。

摘要： 本申请涉及共底贮箱的领域，具体公开了一种适用于共底贮箱上贮箱流体获取装置，获取装置包括位于上贮箱内部的导流装置、位于上贮箱外部的蓄液器；蓄液器包含蓄液器壳体、集液器、排液管、除气组件，蓄液器壳体连接于上贮箱外壁且内部与上贮箱内部连通；集液器包含集液壳、集液接头、集液柱和多个集液叶片，集液壳与集液接头外部两个接头相连，集液壳开设有多个第一集液孔，集液接头另一个外部接头与排液管连通，排液管另一端伸出蓄液器壳体外部，集液接头内接头与集液柱连通，集液柱开设多个第二集液孔，集液叶片位于集液柱内部；除气组件为位于蓄液器壳体内多个开孔的板体。流体获取装置保证了共底贮箱的上贮箱内流体能够稳定不夹气供给发动机。

摘要： 本发明提供了一种属于胶接领域的适用于面板泡沫夹芯隔热贮箱共底胶接方法及隔热贮箱，使用真空袋和真空罩对产品进行双真空合拢，在胶界面刷胶后先将胶接面间的空气排出，再通过产品内外可控的双真空压力合拢面板。本发明提供的方法胶接缺陷面积小、不需破坏面板、面板变形量小、效率高、工艺适用性强、成本低：采用可控式逐级加压的双真空合拢方法，胶接面涂胶后在双真空条件下靠逐级增加的真空压力差均匀地将气体压力施加在面板上合拢胶接面，避免了胶接面夹杂空气而产生胶接缺陷，可将胶接缺陷面积控制在0.1％以内。

摘要： 本发明提供一种贮箱筒段一体化成形方法和一体化贮箱桶段，通过制坯工艺得到原始筒坯；安装旋压模具，将原始筒坯安装在工装外，采用流动旋压工艺将筒坯材料挤压进入旋压模具中至贴合旋压模具，形成旋压后筒段；采用整体固溶时效，提升筒坯材料性能至T6态，同时筒坯材料内部组织性能均一，形成零件；将零件外侧因挤压造成的局部凹陷车削平整；卸载旋压模具，旋压轮回程后取出成形零件，对成形零件进行无损探伤。本发明利用整体环轧筒坯/卷焊成形筒坯，通过流动旋压成形、整体热处理、数控精密加工等复合加工方式，实现带筋结构贮箱筒段一体化成形，提高材料利用率、产品可靠性和尺寸精度，实现运载火箭贮箱筒段整体近净成形。

摘要： 一种考虑空间飞行器多球体贮箱间弱相关性的多球体贮箱结构参数确定方法，对多球体贮箱结构进行初步设计，初步确定球体结构传力布局的基本设计参数；建立多球体贮箱结构的有限元模型；应用有限元方法对有限元模型进行自主飞行段内压设计工况、主动段内压、轴压及剪力联合设计工况及吊装设计工况进行分析；提取工况中的对称边界处载荷，若对称边界处载荷超过许用载荷，则调整球体结构设计参数，若边界处载荷符合设计要求，则多球体贮箱结构设计完成，保存球体结构传力布局的基本设计参数，作为最终的多球体贮箱结构参数。

摘要： 本实用新型提供了一种火箭贮箱绝热层拼接结构、火箭贮箱绝热层及火箭贮箱，包括设置于第一绝热板第一侧且沿第一绝热板第一侧边延伸的凹槽以及设置于与第一绝热板相邻的第二绝热板第一侧且沿第二绝热板第一侧边延伸的凸起，凹槽垂直于第一绝热板第一侧边方向上的横截面为弧形结构，凸起垂直于第二绝热板第一侧边方向上的横截面为弧形结构。其一，第一绝热板和第二绝热板通过凸起和凹槽的形式进行配合，使得绝热板围绕储箱圆柱形粘贴时，可以适应火箭贮箱的圆柱表面曲线，更好地与贮箱外壁贴合，并避免两个绝热板的拼接处相互摩擦干涉而破损。其二，二者之间具有相互重叠的部分，避免了热量从二者拼接处传递，提高了绝热层的绝热效果。

摘要： 本实用新型提供一种运载火箭贮箱圆筒段，包括：圆筒，所述圆筒为中空的筒体；筋条，所述筋条的长度方向与所述圆筒轴向方向一致，若干所述筋条均匀分布在所述圆筒内侧的上端口和/或下端口。该方式能够提高圆筒段靠近环焊缝一侧光板结构的局部刚度，消除焊接后的薄壁光板凹陷变形。

摘要： 本实用新型提供一种航天运载器贮箱的防晃装置，所述贮箱包括前椭球底、圆柱筒段和后椭球底，所述前椭球底和所述后椭球底之间连接有所述圆柱筒段形成所述贮箱；所述防晃装置连接在所述前椭球底内壁上且向所述后椭球底延伸。通过设置贯穿贮箱的防晃装置可以解决贮箱中燃料液位在不同高度时的防晃问题。

摘要： 本实用新型提供了一种火箭贮箱用绝热层及火箭贮箱，包括若干个呈六边形结构的第一绝热板，各个第一绝热板用于与火箭贮箱外壁相接触的面均为与火箭贮箱外壁曲率相同的曲面结构、以用于与火箭贮箱外壁贴合，任意相邻的两个第一绝热板的两个边相贴合且二者的缝隙之间填充隔热胶。其一，各个第一绝热板的形状相同，可以减少模具的数量，降低使用成本。其二，各个第一绝热板均为六边形结构，相邻的两个第一绝热板之间的边相互接触，火箭在加速或减速过程中，第一绝热板之间相互挤压时，应力沿各个第一绝热板的边传导，能够避免应力集中，使得绝热层可以承受更大的冲击力。其三，第一绝热板可以通过胶黏剂拼装于火箭贮箱上，这样施工更方便，效率更高。

摘要： 本实用新型提供了一种贮箱筒段、贮箱以及火箭，包括光筒、纵向加强框和横框，光筒为中空筒体；纵向加强框的长度方向与光筒的轴向方向一致，且若干纵向加强框固定于光筒的内部，若干纵向加强框沿光筒的内部周向布置；横框环绕光筒的周向设置，且横框固定于纵向加强框远离光筒的一侧。本实用新型提供的贮箱筒段、贮箱以及火箭，通过纵向加强框对光筒的轴向承载力进行加强，横框对光筒的横向承载力进行加强，纵向加强框和横框均可构建通用模块，各独立元件可根据任务需求灵活组合，适应宽泛的载荷工况，并且各个零件均采用标准规格供货生产，生产成本更低，能够有效地简化工艺种类，具有制造简单的优点，和轻量化的优点。