航天伺服用膏体推进剂燃气发生器设计
毕业论文键词 膏体推进剂 燃气发生器设计 二次启动 流量可调 防回火
Title the design of paste propellant gas-generator for space servo
AbstractAs an important part of the modern theory of propellant, paste propellant show its superiorperformance compared with conventional solid-propellant and liquid propellant. Paste propellantrocketmotor can realize the function of secondary start-up and thrust throttling, which is hard fortraditional solid rocket motor. It means a lot for the aeronautics and astronautics to develop pastepropellant.This paper solves the problems of how to prevent temper、to realizemultiple starting and thrustthrottling when designing the gas-generator. Besides, the drawings of paste propellant feedsystem and the gas-generator are listed in the paper. The principle prototype has been made andtested, whichcanbeused asa referwhendoingrelatedresearch.Keywords: paste propellant; gas-generator; multiple starting; thrust throttling; temperpreventing.
目 次
1 引言 1
1.1 膏体推进剂研究背景. 1
1.2 膏体推进剂国内外研究现状 2
1.2.1 国外研制概况 2
1.2.2 国内研究概况 2
1.3 膏体推进剂研究意义 3
1.4 本文主要研究内容 3
2 试验台架系统设计 5
2.1 高压气源 5
2.2 减压装置及控制阀门 6
2.3 膏体推进剂存储箱.6
2.4 可移动试验台 7
2.4.1 可移动试验台台架 7
2.4.2 滑轨 8
2.4.3 夹具 8
3 膏体推进剂燃气发生器系统设计 10
3.1 总体结构设计 10
3.2 主要零部件设计 11
3.2.1 气阀转接装置 12
3.2.2 膏体储存筒 12
3.2.3 切断阀组件 13
3.2.4 安全泄压装置 14
3.2.5 膏体流道外套 14
3.2.6 单向阀组件 16
3.2.7 燃烧室设计 18
3.2.8 点火药筒组件 19
3.2.9 喷管 21
3.2.10 燃气发生器控制系统设计 21
3.2.11 防回火试验及改进 22
4 关键部件强度校核 24
4.1 安全阀组件设计与校核 24
4.1.1 安全阀参数设计 24
4.1.2 试验夹具设计 25
4.1.3 夹具连接螺栓强度校核 26
4.1.4 试验结果与分析 27
4.2 单向阀弹簧设计与校核 28
4.3 燃烧室壳体强度校核 29
4.4 膏体储存筒强度校核 30
结 论 32
致 谢 33
参考文献 34
1 引言20世纪中叶至今军工和航空航天科技发展迅猛，为适应发展需求，对动力推进装置的各项性能要求越来越高。传统固体和液体燃料设备输出功率一定，无法满足现代弹箭可变驱动的要求，于是推力可调且能二次启动的膏体推进剂动力设备便成为各国研究热门。1.1 膏体推进剂研究背景传统火箭发动机所用化学推进剂以固体火箭推进剂和液体火箭推进剂为主，其技术趋于成熟，航空航天和军事领域都得到广泛应用。但在某些特殊应用领域，传统化学推进剂的特性无法满足要求，例如将传统火箭航天器的姿态控制，要求火箭发动机构造简单、推力可控性好、具备高可靠性等，传统化学推进剂火箭发动机很难满足这些要求。固体发动机具有构造简单，可以快速启用、容易实现小型化、可靠性高等特点，固体推进剂也较为安全，便于储藏和运输，因此固体火箭发动机使用领域广泛。但是由于固体推进剂的特性，难以实现多次启动和推力调节。液体燃料发动机可以通过改变燃料的输送供给流量从而很好的实现推力调节，但由于采用液体燃料，其输送供给系统一般为管路结构，较为复杂，因此难以实现微小型化的目标，在一定水平上限制了其使用范围。此外，液体推进剂一般含有毒成分，存在挥发和泄露的隐患，还会产生清楚的水击现象，被使用于为机动航行系统提供动力时，会对系统的飞行稳定性产生一定程度影响。二十世纪中叶美国和前苏联相继展开了对膏体（凝胶）推进剂的研究工作，用以弥补传统化学推进剂的不足之处，同时又继承其长处和优势。前苏联和后来的俄罗斯采用的计划是将固体推进剂进行改性，得到了等同于未固化彻底的固体推进剂，称之为膏体推进剂。美国则是将凝胶剂加入到液体推进剂中，使之变化凝胶状，一般称之为凝胶推进剂。凝胶推进剂和膏体推进剂均为非固非液的非牛顿流体，只是形成方法不同，因此一般称这两类推进剂或膏体推进剂。近年，国内外对膏体推进剂进行了大量研究工作，已经达到实用水平。膏体推进剂具有卓越的性能，能够提供良好的力学性能，例如良好的流动性、塑性、粘度、触变性等。在深入研究推进剂物理化学性能的基础上， 采用最优的发动机结构， 配合多次启动点火、 熄火系统， 膏体火箭发动机能够很好的完成发动机的多次启动， 推力的高效实时调节。同时，由于膏体推进剂的高粘度特性，有效的避免了液体推进剂的水击现象，而且其体积比冲非常接近固体推进剂，工作性能优异。综合考虑到膏体推进剂的优异性能和相关火箭发动机的研究发展成果， 加上现代武器装备对可变驱动的要求， 一种新型的膏体推进剂燃气发生器引起了国内外的关注， 膏体推进剂燃气发生器主要应用于为航天器提供可变流量的燃气， 用以驱动航天器上的相关设备， 也可为航天器的姿态调节提供可变推力驱动。 膏体推进剂燃气发生器输送供给系统相对简单， 可以在一定程度上实现小型化。1.2 膏体推进剂国内外研究现状1.2.1 国外研制概况膏体火箭发动机新概念首先是前苏联提出来的。其推进剂是由固体推进剂演化而成的一种新型非固非液、可逆的膏体推进剂。苏美等国研究机构为此项目曾制定了长期、周密的理论实验研究计划[1]。前苏联在研究膏体推进剂并取得了一定成果后， 首先将该种推进剂应用于火箭发动机上， 提出了膏体火箭发动机的概念。 目前， 国外膏体推进剂及发动机的研究已经在很多国家展开， 其中以俄罗斯(包括前苏联)和美国的相关研究最为出色。在推进剂性能和应用方面，两国的研究成果走在世界前列。乌克兰Kukushkin V H教授在20 世纪末AIAA 中发表的几篇论文披露前苏联研制膏体推进剂火箭发动机已有 25年以上的经验，其前后开展了 40 多个项目的研究，走在了美国的前面[2]。他们在膏体推进剂的基础测试和应用技术等方而取得了很大进展，不仅研制成功黏度为 200Pa•s 的膏体推进剂，流动性能已接近聚合物熔体，且研制了具备可变推力的膏体推进剂火箭发动机，在φ200mm发动机进行地而变推力试验后认为膏体推进剂发动机在推力特性和燃烧质量方而可控性优良。还报道了用于导弹弹头机动能源系统和太空飞船可变推力发动机燃烧程序及性能试验结果，进入飞行试验阶段[3]。前苏联研究的膏体推进剂是由改变固体推进剂性能而来的，在一定程度上可以说是固体推进剂的一种。前苏联研制的膏体推进剂粘度在200Pa•s 的数量级上，其流动特性接近于典型的高分子熔体[4]。这些推进剂物理化学性质稳定，都能够长期稳定储存。膏体推进剂发动机的装填系数接近于 1，将其用于改进“卡秋莎”、“暴风雪”和“闪电”等型号导弹，使射程增加约 30％。美国自上世纪 70 年代以来，相干研究工作主要集中在对几种很好的凝胶体系的性能测试、表征及其应用论证方面[5]。为了使凝胶推进剂应用于实际，美国军方和NASA 在导弹和航天运载系统使用方面进行了大量凝胶火箭推进技术研究[6]。美国开展凝胶推进剂研究长达40多年，研究内容有推进剂配方及功能研究、凝胶推进系统研究等几个方面。根据有关的文献资料，美国的某些技术可能已经达到实际应用水平。1.2.2 国内研究概况我国的膏体推进剂功能研究和膏体火箭发动机的设计研制任务尽管起步较晚， 但也获得较大研究进展。 航天工业总公司第 4 研究院是国内开展此项研究最早的单位， 该单位从上世纪90 年代初便开始了对膏体推进剂脉冲火箭发动机研究工作。随后陕西动力机械设计研究所、上海航天局、 兵器工业总公司204所等多家单位相继开展了对膏体推进剂和膏体火箭发动机研究。张明信等[7]研究了膏体推进剂点火和燃烧特性，其方案采用挤压供料燃烧型，代号为PEPA/AP。 推进剂配方主要组分(质量分数)为 PEPA黏合剂约 40%, 2 种粒度的AP 氧化剂各占30%,Fc-1 燃速调节剂1%和增稠剂0.2%等。理论比冲2.197×103N•s/kg,燃烧温度 2.864×103K,燃速 39mm/s(6. 86MPa)，表观黏度 1008Pa•s（20℃)。徐亚龙等研制成功一种黏合剂，它是一种将高氯酸与四乙烯五胺反应生成的伯胺盐[7]。按这种伯胺盐为基配方的膏体推进剂计算，理论比冲为2550～2600N•s/kg，若在膏体推进剂中增加质量分数 1%的 Fe2z5燃速催化剂，燃速可提高 1 倍多。另外通过配方调节可使膏体推进剂压力-温度曲线出现转折点，膏体推进剂在高温下易流动，低温下有较大的黏度[1]，说明黏度与剪切速率有关。1.3 膏体推进剂研究意义膏体推进剂备受国内外推进技术领域的广泛关注，是未来的推进剂领域重要的发展趋势。随着未来战争对武器系统和空天探索对载运工具的机动性要求的不断提高，针对现有弹箭用固体燃气能源输出功率固定，无法满足伺服系统负载变化的需求。因此，多次启动、流量可谓的燃气发生器是急需解决的关键技术之一。本论文在于阐明使用膏体推进剂，设计并试验的一种多次启动、流量可调的燃气发生器。通过燃气发生器结构设计、推进剂供给方式等几个方面的研究，确定一种可行的变流量、长时间工作、多次启动与熄火的燃气发生器方案，本论文主要研究的是多次启动、流量可调膏体推进剂燃气发生器的结构设计。燃气发生器的核心结构技术采用膏体推进剂，设计一种火箭发动机。采用推进剂供给系统将膏体推进剂输送至燃烧室，通过合理的点火方式将推进剂点燃，通过调节工具的速率，匹配推进剂的燃烧速度，从而达到供给装置工作与燃烧室膏体推进剂燃烧工作的同步性。在燃烧室正常工作下，燃气流动通过拉瓦尔喷管射出满足试验要求的气流。通过改变驱动装置的推进供给速度，改变推进剂的质量流率，从而达到推力以及燃气流速的大小；通过重复点火器的储能效应以及供给系统的多次启动，在正常工作结束后，保证燃气发生器的再次启动。1.4 本文主要研究内容以导弹、航天飞行器伺服用燃气发生器为研究对象，选用膏体推进剂（已制备）为应用对象，以试验台架系统设计、燃气发生器系统结构设计、进行点火试验等为主要研究内容，开展可实现多次启动、流量可调的膏体推进剂燃气发生器设计工作。本文将要开展的主要工作为在借鉴乌克兰有关膏体推进剂燃气发生器研究成果的基础上， 参考有关文献和设计资料，完成膏体推进剂燃气发生器及其供给输送系统的搭建和结构设计， 解决燃气发生器的推力调节、 二次启动、 防回火等技术问题。本文基本内容如下：（1）膏体推进剂试验台架系统设计，初步设计出其试验台架系统。对系统内各重要零件进行设计，并到车间进行实物加工，相关章节会做详细介绍。（2）膏体推进剂燃气发生器系统设计。在之前设计方案的基础上进行燃气发生器的结构设计，包括每个零部件二文设计和三文结构设计、加工制造装配零件图绘制、关键结构件的功能、对设计的每个零件进行加工制造。（3）膏体推进剂燃气发生器控制系统设计。基于膏体推进剂火箭发动机机构设计，控制火箭发动机推力调节,实现发动机二次启动,解决防回火等技术问题,测试膏体火箭发动机点火试验中的推力压强参数。（4）膏体推进剂燃气发生器点火试验。对膏体推进剂火箭发动机燃气发生器方案进行加工装配，并进行点火试验，通过点火试验检验设计方案,对其防回火和二次启动进行改进，通过控制系统检测膏体火箭发动机试验的推力和压强变化。