卫星姿控发动机混合物羽流场分区耦合计算研究

研究求解喷管内流场N-S方程数值计算方法,发展基于N-S方程物面边界滑移流理论计算技术。提出求解羽流核心区轴对称DSMC模拟方法与远场三维DSMC仿真方案,发展多组元混合物羽流DSMC仿真方法。研究求解卫星姿控发动机内外近场、远场、倒流区和物面相互作用影响区多流域流场分区耦合计算技术,建立了一套用于求解混合物燃气羽流及对太阳电池帆板与卫星体表面撞击污染影响数值模拟方法。通过对分别安装于某在轨卫星不同位置两个典型姿控发动机燃气五组元混合物羽流计算研究及相关结果对比分析,证实本文数值方法可靠性。     

火星环绕器羽流效应仿真研究

火星探测器发动机羽流效应影响飞行任务的安全,采用差分求解NS方程与直接模拟蒙特卡洛耦合的方法对火星环绕器姿轨控发动机羽流力、热以及污染效应进行了仿真研究。结果表明:发动机羽流对火星环绕器气动力、热及污染效应影响主要在发动机储箱上,最大热流值可以达到1789 W/m~2,需要注意;发动机羽流对展开太阳能电池翼的气动力和气动力矩相对于发动机推力和推力力矩来说,小3~4个量级,影响较小;已分离着陆器在距发动机出口300 m以内时,羽流对已分离着陆器的影响较大,气动热流在100 W/m~2以上;在100 m以内时,气动热流在1000 W/m~2以上,需要对敏感设备采取一定的防护措施。不同热适应系数气动热流仿真对比计算结果表明,随着热适应系数的增加,热流密度值呈线性增加。数值模拟结果可以为火星环绕器工程设计提供参考。     

真空羽流场的 N-S 和 DSMC 耦合数值模拟

根据调姿发动机真空羽流场的特点,采用差分求解Ｎ－Ｓ方程数值模拟喷管内流场,用ＤＳＭＣ方法数值模拟喷管外羽流场,得到了符合流动规律的数值模拟结果。为姿控发动机喷管设计提供了参考,并为真空羽流污染研究打下了良好的基础。     

喷流作用下的单边膨胀后体气动载荷

高隐身无人机为提高侧向、后向隐身指标,机身和喷管-后体结构的一体化设计尤为重要,该设计在气动、结构、强度等领域带来了新的挑战,喷流作用下的气动载荷预测是其中一个关键问题。利用CFD方法结合风洞试验数据,对高隐身无人机喷管-后体结构的稳态、动态气动载荷及其影响规律进行研究,结果表明：喷流形成的复杂波系投影到后体壁面上会形成压力、吸力交替的气动载荷,该载荷分布对喷管落压比极为敏感,小幅度的落压比变化即可能导致载荷方向变化;稳态气动载荷分布也会受到来流速度、次/主流流量比等的影响。基于IDDES方法的数值计算对动态气动载荷有不错的预测精度,将流场划分为喷流主流与次流掺混区、喷流核心区、喷流与外流掺混区等几个区域,有助于从流动机理上揭示脉动压力的分布规律,且得到了试验验证。动态载荷极值区位于喷流区边界,正是气流剪切掺混最强的位置,而喷流核心区尽管稳态气动载荷强,但动态气动载荷相对较低。     

临界雷诺数下斜拉桥拉索的平均风压和风力特性

采用一套可调节拉索模型倾角和风向角的试验装置,对临界Re数下的斜拉索模型的气动性能进行了风洞试验研究。通过一系列测压试验,测得了临界Re数下、不同风向角时斜拉索模型表面的平均风压系数分布,并得到了作用在斜拉索模型上的气动力系数。研究了风压分布系数、停滞点、最小风压系数和气动力系数随风向角的变化规律。并对临界Re数时的试验结果与亚临界Re数下的结果进行了分析比较。研究表明:风向角的变化会影响拉索模型的平均风压系数分布和气动力系数;当Re数从亚临界区进入临界区后,拉索模型的平均风压系数分布和气动力系数均发生很大变化。     

基于单缝射流的二元推力矢量喷管设计及数值模拟

喷管是发动机产生推力的主要部件,其气动性能对发动机的性能具有决定性的影响。本文利用简化特征线法设计二元收敛-扩张（2DCD）推力矢量喷管模型;采用RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数对单缝二次流喷射后的喷管流场进行数值模拟,分析了射流位置、主流落压比（NPR）、二次流与主流总压比（SPR）等参数对矢量喷管气动性能的影响...     

激波诱导轴对称气动矢量喷管流场数值模拟

在落压比3～10,次流相对流量比2.5%～20%工况下,采用RNGk-ε湍流模型对扩张段开缝的激波诱导轴对称气动矢量喷管试验件进行了数值模拟.结果表明:壁面静压分布计算值和试验数据相对误差不大于10.1%.次流的注入使得气动矢量喷管内流流动非常复杂,流场结构的主要特征是在扩张段有一对旋向相反的主分离涡与射流角涡和一个位于次流与出口截面之间较大的回流区.流场结构随着落压比和次流相对流量比的变化而改变.      

矢量喷管推力特性的风洞试验技术

该试验技术的研究包括喷流模拟器的研制、地面校准系统的研制、喷管天平数据修正方法研究以及风洞验证试验。研制的喷流模拟器内置喷管推力测量天平,设计了地面推力特性试验校准架,建立了地面试验系统。分析了影响喷管天平测量结果的附加刚度效应、压力效应和流动效应3个主要因素,通过地面校准架建立了相应的测量数据修正方法。针对特定喷管,开展了0°、5°、10°和15°四个偏转角度的喷管,在不同落压比下的推力和矢量角地面验证试验研究。进一步将喷流模拟器和喷管安装在模型上,在中国空气动力研究与发展中心的8m×6m低速风洞开展了落压比为3时的模型纵向气动特性试验研究。研究结果表明:以喷流模拟器为核心的喷管推力特性试验技术能够在地面和风洞试验中有效测量矢量喷管的推力大小、矢量角大小和对飞行器气动特性的影响量。从测量结果来看,落压比为2时,有效推力偏角最大,实际偏角为10°时的有效偏角可以增加3°。喷管偏转10°时,推力对模型的气动力影响最大,其中升力系数可以增加0.066。      

小推力双组元姿控发动机性能研究

为了获得新一代小推力双组元姿控发动机的性能,通过采用二维激光粒子动态分析仪的雾化试验台和42km高空模拟试验台,对姿控发动机进行了试验研究。结果表明,在额定工况下,新一代姿控发动机的比冲提高到290s,最小脉冲冲量降低到50mN.s,性能得到了很大改善,可以满足卫星对姿控发动机的性能需求,具备了替代我国现有10N姿控发动机的能力。     

空天飞机喷管的气动设计

本文首先阐述了喷管气动设计在整个空天飞机气动设计中的重要地位，介绍了两种用于空天飞机的二维不对称喷管的无粘流气动设计方法。一种是基于Ｒａｏ的最大推力喷管设计方法，另一种是基于最小长度喷管的设计方法。重点介绍了ＮＡＳＡ Ｌａｎｇｌｅｙ研究中心固定几何形状的超燃冲压发动机喷管的气动设计。分析了发动机位置、上壁倾角、外罩内侧倾角和外罩长度对飞行器性能的影响，最后，介绍了空天飞机喷管流动的风洞实验和计算流     

带射流孔板矩形扰流柱通道内的壁面换热

为了研究射流冲击对扰流柱通道内壁面的换热,以及射流孔板与扰流柱前缘的距离对通道换热的影响规律,采用薄膜加热片作为加热器提供等热流边界条件,对带射流孔板的矩形扰流柱通道进行了换热实验。实验结果表明在通道中布置扰流柱可以明显增强通道换热,且在扰流柱排前放置射流孔板可进一步对换热进行强化。实验还发现,射流孔板与扰流柱的间距不同,对通道换热的影响不同;在间距相同的情况下,射流孔板对不同位置的扰流柱换热的影响程度也有所差异。     

Hybrid control of orbit normal and along-track two-craft Coulomb tethers

The dynamics and stability of a charged two craft formation with nominal fixed separation distance (Coulomb tethers) is studied where the cluster is aligned with either the along-track or orbit normal direction. Unlike the charged two-craft formation scenario aligned along the orbit radial direction, a feedback control law using inter-spacecraft electrostatic Coulomb forces and the differential gravitational accelerations is not sufficient to stabilize the Coulomb tether length and the formation attitude. Therefore, a hybrid feedback control law is presented which combines conventional thrusters and Coulomb forces. The Coulomb force feedback requires measurements of separation distance error and error rate, while the thruster feedback is in terms of Euler angles and their rates. This hybrid feedback control is designed to asymptotically stabilize the satellite formation shape and attitude while avoiding plume impingement issues. The effects of differential solar drag on the formation and the ability of the controller to withstand this disturbance is also studied.     

Research on vacuum plume and its effects

In vacuum environment, the exhaust flow of attitude control thrusters would expand freely and produce the plume, which possibly causes undesirable contamination, aerodynamic force and heating effects to the spacecraft. Plume work station (PWS) is developed by Beihang University (BUAA) for numerically simulating the vacuum plume and its effects. An approach which combines the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method and difference solution of Navier-Stokes (N-S) equations is applied. The internal flows in nozzles are simulated by solving the NS equations. The flow parameters at nozzle exit are used as the inlet boundary condition for the DSMC calculation. Experimental studies are carried out in a supersonic low density wind tunnel which could simulate the 60-80 km altitude environment to investigate the plume and its effects. To demonstrate the capability of PWS, numerical simulations are performed for the vacuum plume of several typical attitude control thrusters. The research results are of great help for the engineering design.     

姿控发动机高空羽流撞击效应的DSMC方法研究

分析了姿控发动机高空羽流撞击效应的特点,应用ＤＳＭＣ方法数值求解了由于高空羽流撞击流场中的表面而产生的力及热效应,并与工程估算方法进行了比较。结果表明：ＤＳＭＣ方法能够精确描述羽流撞击表面所产生的力及热效应,工程估算方法的应用则具有较大的局限性。     

三轴稳定式卫星的热特性研究

热特性研究是卫星热控制系统、红外辐射特性研究、红外隐身设计的基础和重要组成部分。建立卫星运行轨道计算模型,获得不同时刻卫星三维坐标及轨道高度。根据太阳、卫星、地球三者位置关系,建立三轴稳定式卫星空间热流计算模型。综合考虑空间热流、向外辐射、内部热载荷等因素,对卫星进行传热分析计算,获得各时刻卫星各面温度分布。分析了太阳吸收系数和卫星内部热载荷对表面温度分布的影响。研究结果表明:卫星在地球阴影区各面温度明显降低;除了散热面,太阳吸收系数对卫星表面温度影响显著;可以根据散热面大致地判断卫星运行状况。     

阵列射流冲击冷却局部对流换热特性的数值计算与实验研究

运用数值计算的方法对具有初始横流的阵列射流在不同的排列方式、不同的冲击间距和不同的横流/射流质量流量比下的流动换热进行了三维数值研究,并采用热色液晶测试技术对阵列射流冲击的冷却表面温度分布进行了试验研究,获得了每一股射流的冲击冷却局部对流换热系数分布的特征。研究结果表明本文的计算结果与实验特征是基本吻合的。     

具有微小W型肋的结构化表面冲击冷却实验

将冲击冷却技术与肋化表面相结合，研究了一种具有微小W型肋的表面射流冲击冷却结构。通过稳态实验和瞬态热色液晶测试技术来探究光滑靶板和微小W型肋靶板的传热特性。测试时的冲击间距比为1.5，3和5，基于水利直径的雷诺数为15000~40000。结果表明:两种靶板的平均努塞尔数和压力损失均随雷诺数的增加而增加，随冲击间距比的增加而减小。当冲击间距比为1.5时，与光滑靶板相比，微小W型肋靶板的平均努塞尔数提高了5.1%~7.3%，压力损失却几乎不变。但当冲击间距比大于3时，由微小W型肋带来的强化传热效果并不显著。      

单组元发动机热回浸现象的理论分析

用有限元法数值分析了通讯卫星上用于姿态和轨道控制的单组元发动机的热回浸现象。计算表明,燃烧室工作后的热量主要是通过支撑圆杆的热回浸和辐射而散失的。所得模拟结果还说明,工程设计中采用毛细管输送燃料,确实能有效地阻止发动机工作后燃烧室中的热量通过输料管传到电磁阀,可充分保证电磁间的安全。     

半封闭肋化通道射流冲击换热特性的数值计算与实验验证

 运用数值计算的方法对半封闭肋化通道单排孔射流冲击冷却进行了三维模拟,并采用红外热像测试技术对冲击靶面的温度分布进行了实验研究,揭示出各种流动参数和几何参数对冲击射流传热特性的影响规律。研究结果表明：数值计算与实验特征基本吻合;冲击间距对肋化部分的换热影响较大,在本文研究范围内,Z-n/d=1时壁面射流区的换热效果最好;由于产生了两个方向的二次流,V型肋化通道在壁面射流区获得了最佳换热效果。