水下弹射筒口气泡及载荷特性数值研究

水下弹射是水下运载器发射的重要方式,弹射工质气体形成的筒口气泡对相邻设备安全有着重要影响。为明确国内外广泛关注的一筒多弹水下弹射筒口气泡演变过程及载荷特性,利用雷诺平均的计算流体力学方法和嵌套动网格技术,建立水下弹射两相流动非定常数值计算模型,并经实验测量数据校验后,对一筒三弹水下弹射流动和载荷状态进行数值研究。研究结果表明:水下弹射工质气体在弹体离筒瞬间产生显著的瞬态冲击,此后弹射工质气体形成筒口气泡经历膨胀发展、界面缩聚断裂、筒口滞留气泡受压收缩等状态,并伴随膨胀收缩过程对周围设备产生交变载荷冲击,载荷变化幅值超过弹体离筒时的筒内外压差值。在一筒三弹发射号位相邻水密膜位置,最小压强可降至环境压强的0.7倍,最大压强可升高至环境压强的1.5倍,是设备抗冲抗震设计需要关注的重要内容。     

某型弹射筒推力突变原因的分析

弹射筒一般用于航天器结构的连接与分离,将连接体以一定速度弹出,实现结构之间的弹射分离。弹射筒在工作过程中推力过大会造成航天器结构的损坏和精密元器件的失效,从而导致整个航天器飞行任务的失败,是航天器的关键部件,因此对影响弹射筒推力的因素研究具有重要意义。文章通过与典型的弹射筒推力曲线进行对比,发现某型两种结构相同的弹射筒推力曲线均多出一个突变峰值。针对该问题,采用对弹射筒试验过程中的高速摄像图片与推力、速度曲线进行对比分析,得出推力突变峰值出现的原因,从而为此类产品的设计优化提供参考。     

弹射筒的原理和设计

弹射筒是航天火工装置中的一种,它的结构简单用途广泛,能对弹射物体产生力和运动速度。文章主要介绍通过不同装药设计控制弹射筒的性能,以便满足用户的使用要求。     

降落伞最小弹射分离速度的计算方法

作为气动减速装置的多级或单级降落伞系统,一般利用火工作动装置实现第一级或者单级降落伞的弹射分离,但必须确保足够的弹射分离速度才能为降落伞的充气张满创造好条件,以确保随后降落伞系统依次完成设定的工作程序。此降落伞最小弹射分离速度是降落伞系统设计的关键参数之一。文章针对降落伞弹射拉直过程的一般特点,基于一定的合理假设,介绍了两类降落伞弹射拉直过程的基本动力学模型,分别为二维平面简化模型及三维弹簧阻尼模型。利用二维平面简化模型可得出降落伞最小弹射分离速度的计算公式,利用三维弹簧阻尼模型可以进一步详细分析弹射分离速度的影响。文章给出了利用此两类模型的一个应用算例,用于对某火星进入器的单级降落伞所需弹射分离速度进行分析。基于文章的动力学模型可以对降落伞的拉直过程进行计算分析,并确定降落伞的最小弹射分离速度,从而为降落伞系统的方案设计提供参考。     

凹腔布局对高超声速飞行器气动-推进性能影响

采用二维耦合隐式N-S方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器在发动机通流状态下的内外流场进行了数值仿真,研究了超燃冲压发动机燃烧室中单凹腔和双凹腔串并联布局对飞行器气动-推进性能的影响。发现因粘性而产生的摩阻、摩升以及摩擦力引起的俯仰力矩较压阻、压升以及压力引起的俯仰力矩很小,对于飞行器整体性能而言,可忽略;凹腔之间距离的长短对飞行器气动-推进性能影响强烈,短距离凹腔并联使得燃烧室主流压力抬高得更大,短距离凹腔串联使得上游凹腔对下游凹腔流场影响更大;同时,性能高的凹腔组合在一起能显著提高飞行器整体性能。     

考虑气动加热和变截面惯性矩的高超声速飞行器建模与分析

由于高超声速飞行器弹性机体/发动机的高度一体化设计,使得此类飞行器的动力学建模与控制较为复杂,而作为控制的基础以及面向控制的总体优化设计都需要建立高精度的动力学模型。首先,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的高超声速飞行器自由梁结构弹性模型,分析了气动加热和变截面惯性矩对飞行器振型的影响,得出了气动加热对振型影响非常小且振型引起的攻角变化很小,变截面惯性矩对飞行器的振型影响较大且振型引起的攻角变化较大的结论。然后,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的自由梁高超声速飞行器动力学模型,对考虑气动加热和忽略气动加热、恒截面惯性矩和变截面惯性矩对应的动力学模型进行了零极点分布对比分析,得出了气动加热对飞行器的纵向动态特性影响很小,变截面惯性矩自由梁对应的高超声速飞行器在特征点处开环不稳定性更大和非最小相位行为约束变弱的结论。     

某型飞行器气动参数辨识与弹道仿真

以某型飞行器为例,运用气动参数建模分析的手段,建立典型空气动力学模型。将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对观测量和物理几何参数误差影响辨识精度进行了分析,选用某型飞行器现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,将辨识得到的气动参数进行了仿真验证。利用辨识得到的气动参数仿真计算的弹道与试验结果吻合度较高,说明气动参数辨识可行。     

类Clipper再入返回飞行器气动特性分析

针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明:类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。     

潜载导弹近筒口点火数值仿真

针对无横流影响的潜载导弹近筒口点火瞬态流场变化情况,建立多相流数学模型,考虑空穴模型,基于动网格技术,实现了潜载导弹弹射出筒、近筒口点火方式发射过程尾空泡的演变过程以及弹体、固壁的压强变化。仿真结果表明,筒口效应导致固壁各处的压强阶跃;近筒口点火后,尾空泡不断的颈缩、膨胀导致压强脉动,但不会产生断裂和回击现象。在筒口气团闭合后点火对筒口产生更大的压强脉动,有可能对固壁产生破坏。     

初始能量不确定飞行器再入制导方法研究

能量管理是航天器再入的重点。通常采用的对能量和轨迹规划方 法在飞行器初始状态不确定情况下不再适用。针对初始状态不确定飞行器再入能量管理问题 ,本文制定以分析飞行器能量耗散能力为基础,确定控制量模型、建立标准速度高度曲线, 并导引飞行器跟踪标准速度高度曲线飞行方案。仿真验证了该方案能适应较大空域和速度变 化范围,同时在风干扰和气动拉偏15％情况下验证了该方案具有强稳定性和鲁棒性。     

空中发射技术特点的量化分析

近几年,随着小卫星市场的蓬勃发展,小型卫星发射市场持续升温,以飞马座XL和运载器一号火箭为代表的空射火箭完成多次发射任务,将数十颗卫星送入近地轨道。空射运载火箭具备快速响应、机动灵活、发射成本低、任务适应性强等技术特点。运载火箭从空中发射可以充分利用载机的飞行高度和飞行速度,在相同的系统运载能力下,火箭的起飞质量更小;在相同的火箭起飞质量下,系统运载能力更高;同时,对于规模星座快速部署,空中发射的灵活优势显著。围绕空射火箭的上述技术特点,基于空射火箭模型开展仿真分析研究及不同发射方式的结果对比,结果表明空射方式对提升系统效益效果显著。     

基于Modelica的载人航天器环热控系统建模仿真

为了给载人航天器乘员营造一个良好的生活工作环境,需要将众多空气环境参数控制在指标范围内。文章结合载人航天器专业知识,基于Modelica统一建模语言建立了一种载人航天器环热控系统仿真分析模型;利用该模型仿真分析了温湿度控制风机取不同转速时,载人航天器空气环境参数随乘员代谢水平的变化趋势。结果表明:在其他参数不变的情况下,温湿度控制风机转速越大,空气温度越低,相对湿度越高;乘员代谢水平变化对空气环境参数有显著影响,通过调节系统运行参数可将各空气参数有效控制在指标范围内。舱体温度与氧分压、二氧化碳分压、舱体相对湿度有密切关系且相互影响,不可单独分析。     

A regenerable carbon dioxide removal and oxygen recovery system for the Japanese Experiment Module

The Japanese Space Station Program is now under Phase B study by the National Space Development Agency of Japan in participation with the U.S. Space Station Program. A Japanese Space Station participation will be a dedicated pressurized module to be attached to the U.S. Space Station, and is called Japanese Experiment Module (JEM). Astronaut scientists will conduct various experimental operations there. Thus an environment control and life support system is required. Regenerable carbon dioxide removal and collection technique as well as oxygen recovery technique has been studied and investigated for several years. A regenerable carbon dioxide removal subsystem using steam desorbed solid amine and an oxygen recovery subsystem using Sabatier methane cracking have a good possibility for the application to the Japanese Experiment Module. Basic performance characteristics of the carbon dioxide removal and oxygen recovery subsystem are presented according to the results of a fundamental performance test program. The trace contaminant removal process is also investigated and discussed. The solvent recovery plant for the regeneration of various industrial solvents, such as hydrocarbons, alcohols and so on, utilizes the multi-bed solvent adsorption and steam desorption process, which is very similar to the carbon dioxide removal subsystem. Therefore, to develop essential components including adsorption tank (bed), condenser. process controller and energy saving system, the technology obtained from the experience to construct solvent recovery plant can be easily and effectively applicable to the carbon dioxide removal subsystem. The energy saving efficiency is evaluated for blower power reduction, steam reduction and waste heat utilization technique. According to the above background, the entire environment control and life support system for the Japanese Experiment Module including the carbon dioxide removal and oxygen recovery subsystem is evaluated and proposed.     

组合发动机空气预冷换热器动态特性的数值分析

基于守恒原理，导出叉流管－管型换热器非稳态传热过程的数学模型及相应的离散方程。利用隐式格式，求得组合发动机空气预冷换热器随时间而变的出口及壁面温度。指出此类动态计算若采用显式格式是极其费时的。对比解析解及显式方法的计算结果，表明隐式方法的解是有效可信的。所编计算机程序可用于发动机系统调式。     

Space power systems: Producing transportation (and other chemical) fuels as an alternative to electricity generation

While most studies on space power systems target electricity generation as the energy product, industrialized nations also have a need for chemicals to support transportation and other purposes. This paper therefore describes an alternative target for the application of space power systems: the production of chemical fuels based on radiant energy beamed or reflected from orbiting platforms. If cost and efficiency targets can be achieved, Solar Thermochemical Plants—occupying a few square kilometers each—can potentially generate substantial quantities of transportation fuels, therefore enabling reductions in the consumption of petroleum and the emission of carbon dioxide. The specifics of the approach that are described in this paper include the concentration of radiant energy within ground-based systems so that high temperature heat is provided for thermochemical process networks. This scoping study includes the evaluation of various feedstock chemicals as input to the Solar Thermochemical Plant: natural gas, biomass and zero-energy chemicals (water and carbon dioxide); and the production of either hydrogen or long-chain hydrocarbons (i.e., Fischer–Tropsch fuels) as the Solar Fuel product of the plant.     

空气压强对激光推进器冲量耦合系数影响

设计并加工了激光推进器实验模型,以空气为推进工质,利用脉冲式CO2激光器,研究了空气压强对激光推进器冲量耦合系数影响。实验结果表明,空气压强对激光推进器性能有显著影响。在文中实验条件下,当空气压强大于6 kPa时,激光推进器冲量耦合系数随压强减小而减少较慢;当空气压强小于6 kPa时,激光推进器冲量耦合系数随压强减小而减少很快。     

C/SiC刹车材料的摩擦磨损性能

通过化学气相渗透结合反应熔体浸渗法制备了三维针刺C/SiC刹车材料,利用光学显微镜、SEM和XRD研究了材料的组织结构,并通过电模拟惯性试验台测试了全尺寸C/SiC飞机刹车盘的摩擦磨损性能。结果表明,C/SiC刹车材料由35%~65%C,25%~55%SiC和约10%Si组成,SiC和Si主要分布在短纤维胎网层。在刹车压力相同时,随着初始刹车速度的增大,材料的平均摩擦系数先增大后减小,当初始刹车速度为150 km/h时,摩擦系数达最大值;当初始刹车速度相同时,摩擦系数随着刹车压力的增大而减小;材料平均磨损率约为1.0×10-3mm/(side.time)。在飞机正常着陆条件下,材料的刹车力矩与刹车速度间的关系与飞机防滑刹车系统的着陆响应相匹配,使得该材料具有较高的刹车效率。     

高超声速滑翔飞行器倾侧角影响分析

针对高超声速滑翔飞行器，利用理论推导和数值仿真的方法分析经典控制律中倾侧角对飞行速度、飞行高度、过程约束的影响。在平衡滑翔条件下，通过理论推导得出飞行速度、飞行高度、过程约束与倾侧角之间的解析式。仿真结果表明，理论推导的解析式具有较高的精度，解析解可以表征飞行速度、飞行高度和过程约束的变化规律。初始速度相同时，倾侧角越大，飞行速度、飞行高度、热流密度下降越快，动压和过载越大。在跳跃滑翔条件下，初始速度相同时，倾侧角越大，飞行速度下降越快，飞行高度和过程约束的波动变化幅度越小。     

火星稀薄大气环境下的四旋翼无人机动力系统初步研究

火星的低气压环境为飞机可能应用于火星探测创造了条件。四旋翼飞机具有结构简单、可靠性高、可空中悬停、可重复起降等众多优势,成为火星探测应用的研究方向之一。文章针对火星四旋翼无人机关键的动力系统,用二维CFD仿真软件建立了螺旋桨模型,仿真分析了桨叶倾角、转速和半径等因素对桨叶升力的影响,并进行了螺旋桨初步方案设计。针对方案还开展了稀薄大气环境下的试验,测试了螺旋桨的升力,获得了与仿真分析一致的结果。文章研究可为火星四旋翼无人机动力系统进一步细化设计提供参考。