动网格在固体火箭发动机非稳态工作过程中的应用

利用Fluent流场计算软件、动网格技术、UDF文件,用DEFINE_GRID_MOTION定义燃面边界的移动,用DEFINE_PROFILE定义边界类型,考虑侵蚀燃烧、压强变化率对推进剂燃速的影响,对轴对称变截面固体火箭发动机的非稳态工作过程内流场进行了瞬态分析.得到了变截面轴对称固体发动机稳态工作过程中装药燃面推移图像,并得到了发动机内弹道参数分布云图及其随时间的变化规律.     

镁基水反应金属燃料发动机性能分析方法与试验验证

采用一维两相多组分反应流法,对镁基水反应金属燃料发动机进行了性能分析,计算得到了稳态工作时发动机流场参数分布、液滴蒸发过程及性能参数。通过试验验证了程序的可行性和可信性,分析了产生误差的原因。提出了采用实际测量温度和燃烧效率对燃气入口条件进行修正的方法,减小了模型计算误差。采用修正模型计算了发动机性能随一次水燃比变化规律,计算结果表明存在最佳一次水燃比。研究结果对发动机设计和性能分析具有参考价值和实际意义。     

单喷嘴燃烧流场仿真研究

运用CFD技术,采用涡扩散（EDC,eddy dissipation concept）模型对某发动机单喷嘴燃烧的稳态燃烧流场进行了数值模拟,得到了燃烧室内的压力、速度、温度及燃气组分等参数的分布情况,并对其混合程度进行了评估。结构改进前后的计算结果对比表明,适当增加中心喷嘴的壁厚和缩进长度有利于燃烧室火焰的附着和提高燃烧室流场的均匀程度。     

仿真技术在球阀特性研究中的应用

航天领域火箭发动机上的球阀性能要求高、工作条件恶劣,对球阀流场分布特性、流量系数特性和力矩特性的研究一直是关注的焦点,要得到较为精确的计算结果又节省大量试验经费,对球阀流场进行仿真研究是有效途径.以液体火箭发动机用球阀为例,建立了三维稳态仿真数学模型并进行仿真计算,然后与试验结果进行比较,验证了计算模型的正确性.     

隔板喷嘴排列方式对推力室燃烧流场影响研究

针对液氧煤油液体火箭发动机,采用全尺寸六分之一网格,设置周期性边界条件的简化模型,计算得到了喷注器面径向隔板喷嘴交错排列时推力室内三维非稳态两相湍流燃烧流场分布,与全尺寸网格计算结果基本一致,验证了算法与简化模型的有效性,并与喷注器面径向隔板喷嘴直线排列时推力室燃烧流场计算结果进行了对比.结果表明,采用全尺寸六分之一网格,也可较好地数值模拟推力室内燃烧流场;径向隔板喷嘴交错排列,不但有利于延长煤油和氧气的混合时间,使混合更加充分,提高燃烧效率和燃烧室压力,而且可增加喷嘴空间分布的均匀性,使燃烧室中雾化粒子分布更均匀,从而提高温度分布的均匀性.     

双燃速星孔药柱长尾喷管发动机三维两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日两相方法模拟了带长尾喷管的固体火箭发动机三维两相内流场。在同位网格基础上用有限体积法离散N-S方程,采用不完全LU分解预处理B iCGStab算法求解线性代数方程组,通过可压缩SIMPLE算法求解气相流场。用PSIC方法进行气粒耦合计算,得到了气粒两相的速度、温度等参数的分布以及不同尺寸的A l2O3粒子运动轨迹。计算结果表明,在发动机工作初期气粒两相流场呈现强三维特征,长尾管中后段、喷管收敛段以及燃烧室后封头等部位是烧蚀最严重的部位。     

基于改进粒子群算法的红外灯阵自动优化设计

为提高航天器热试验用红外灯阵的设计效率、提升灯阵热流分布均匀性,提出一种基于粒子群算法的红外灯阵自动优化设计方法:建立红外灯单灯的热流分布数据库与灯阵位置参数的自动优化设计方法;并通过优化参数的重新选择和优化参数间约束条件的建立,改进传统的粒子群算法以提高设计效率。计算结果表明,相比遗传算法,使用改进粒子群算法进行灯阵优化设计用时缩减82%,而优化所得的热流分布均匀度仅低了0.77%。     

基于数值实验的航行体流体动力参数研究

基于数值实验对用于航行体轨迹预报的航行体附加质量、位置导数及旋转导数等重要流体动力参数进行了研究。提出了基于物体摇荡运动的附加质量确定方法,根据傅里叶分析,给出了物体受到的附加质量力的分离方法和附加质量的计算方法;水动力数据是用CFD软件模拟物体周期摇荡运动的流场而得。基于上述方法,提出了基于运动状态突变流场模拟的附加质量和旋转导数计算方法。用两种方法分别计算了圆球和椭球的附加质量,两种方法的计算结果与势流理论结果一致。对细长水下航行体的旋转导数进行了计算,结果发现:头、尾附近的两个连接面对升力、力矩变化的贡献最大;两连接面及附近两单元面对应的升力旋转导数为负值;中间其他各面对应的升力旋转导数为正值。对细长圆柱体,改变头尾部形状可引起旋转导数的较大改变。用所提方法不仅可得到细长航行体包括附加质量和旋转导数的多种流体动力参数,而且能获得流体动力参数的空间分布特征。相较而言,基于运动状态突变流场模拟的流体动力参数计算方法更为简便,且更便于分析流体动力的分布特性。     

小子样样本均值点估计的一种非参数方法

描述了极值分布分位点估计方法的原理和模拟退火算法．并对分位点函数展开式的系数进行了优化仿真计算，最后得到样本总体均值的点估计。针对小子样情况，如果对具体的分布不很明确了解，本文提供的均值点估计非参数方法可作为一种备选方法。     

一种基于SIFT和KLT相结合的特征点跟踪方法研究

在目标发生明显姿态和大小变化条件下,为了利用基于特征点的跟踪算法实现对目标可靠、稳定跟踪,提出了一种SIFT算法和KLT(Kanade-Lucas-Tomasi)匹配算法相结合的特征点跟踪方法。通过对SIFT算法进行优化,使得到特征点分布相对均匀,同时不存在聚集现象;通过对KLT匹配算法进行分层迭代设计,提高了目标作快速运动时的匹配精度;最后根据特征点匹配结果,结合Greedy算法得到目标的准确位置。实验结果表明：该算法能够很好地适应目标姿态和大小的变化,实现对结构复杂目标的稳定跟踪;比KLT跟踪算法具有更好的鲁棒性和稳定性,能得到更加准确的目标位置。      

燃气源控制气流热效应数值模拟研究

为了解迷宫形导热套环与流体之间的热交换对控制气流温度及压力的影响,采用整体求解法求解控制气流与多层套环之间的耦合传热问题。为确保计算结果在物理上的真实性,采用“假密度法”求解以温度T为求解变量的能量方程。计算得到了控制气流参量随时间的变化情况以及迷宫形多层导热套环的温度在不同时间点的分布情况,结果表明流场的三维复杂结构使得每个小孔射流与各层套环的传热情况都不同,流体与固体区域之间的换热量随时间变化,其中内套环和中套环对流体的吸热量随时间的增长而急速下降,从而导致控制气体的温度和压力都随时间而逐渐增大。计算所得的控制气流温度和压力与试验测量值的变化趋势相同,验证了计算方法的有效性。     

固体火箭发动机燃烧室喷管统一流场计算

采用ＳＩＭＰＬＥ算法的可压缩形式求解固体火箭发动机燃烧室喷管内的全速度统一流场;在非交错的配置网格基础上用有限体积法离散Ｎ－Ｓ方程,采用强隐式算法（ＳＩＰ）求解线性代数方程组;采用边界标志法实现复杂几何形状下的多区域统一计算;采用喷管外型逼近法保障计算稳定性;通过与同类计算结果的对比表明：上述算法的组合能够成功地获取固体火箭发动机内流场的整体结构。     

基于GA的可靠性寿命分布参数的极大似然优化估计

基于极大似然估计法的基本原理和优化理论,建立了可靠性寿命分布参数的极大似然优化估计模型,并采用遗传算法(GA)进行求解,分析了GA在模型求解中的编码、选择策略、交叉和变异等关键步骤,以及约束条件的处理。给出了用该法估计单威布尔分布和混合威布尔分布参数的一实例。结果表明,工程上此法可有效估计可靠性寿命分布的参数,所获结果更为精确合理。     

燃气源控制气流非稳态耦合传热问题研究(Ⅰ)--计算模型和方法

针对某燃气源控制气流与导热套环之间的非稳态耦合传热问题,建立了数学模型,并采用整体求解的方法进行求解,即把流体区域的流动和对流换热与固体区域的导热过程组合起来,作为一个统一换热过程来处理。为确保计算结果在物理上的真实性,采用“假密度”法求解以温度T为求解变量的能量方程。对于非稳态控制方程离散后的离散方程采用了PISO方法进行求解。     

液氧贮箱增压过程研究

采用数值模拟方法对液氧贮箱增压过程进行研究.贮箱内流场采用流体体积函数（VOF）多相流模型考虑,选择标准双方程k-ε湍流模型分析湍流效应,气液两项之间的热量、质量转移通过自定义程序（UDF）求解.获得了贮箱压力、排液流量、气垫温度、液氧温度对贮箱内流场温度分布的影响.计算结果表明,在稳定增压过程中,贮箱液面无扰动,贮箱内温度分层分布;各参数变化时,对贮箱内温度分布的影响主要是温度梯度的变化,并且各工况下液面附近和扩散器附近温度梯度基本相同.     

基于预处理的非稳态流场计算方法

采用预处理方法可提高Navier-Stokes方程或Eu ler方程计算低马赫数流场的准确度和收敛性能。采用双时间步和预处理相结合的方法计算非稳态流场,保证了采用预处理方法后计算结果的时间精确性。在每一物理时间步,控制方程虚拟时间导数项采用LU隐式时间格式,对流通量采用AUSM 和MUSCL格式进行求解。通过对前台阶流和圆柱绕流的计算,验证了该方法的广泛适用性和计算结果的可靠性。     

被动式引射器内流场数值研究

采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型。研究了被动式引射器稳定工作时其内流场结构及高空试验舱压强的变化。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解。时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。结果表明,引射马赫数越大。要求的启动总压越高,为了降低启动压比,可以适当缩小混合室收缩比,增加第二喉道长径比。引射马赫数与引射总压对引射器内流场结构和高空试验舱真空度影响极大,发动机出口燃气参数对高空试验舱真空度有一定的影响．但其作用十分有限。     

地球同步轨道卫星群在轨加注任务规划

以地球同步轨道卫星群为研究对象,开展“多对多”在轨加注任务规划问题研究。首先建立了任务规划的数学模型,该任务规划属于多目标规划问题,求解过程中需要解决TSP问题。其次,给出了该规划问题的求解方法及流程,采用遗传算法进行求解并设计了相应的遗传算子。最后,选取了14颗地球同步轨道卫星作为目标星进行求解,并在小角度近似条件下对计算结果进行了分析,计算结果验证了算法的有效性。