C-H-O-N体系液体火箭发动机喷管流场数值模拟

采用弱耦合点隐式方法的MacCormack格式对C－H－O－N体系的液体火箭发动机喷管粘性流场进行了数值模拟，采用了考虑化学反应和不考虑化学反应的两种模型，其中化学动力学模型为C－H－O－N体系的12组分、14反应有限速率的化学反应模型。数值模拟得到了流场参数在喷管中的分布，结果表明，数值模拟结果与理论分析一致，为发动机的设计及试验提供了参考。     

复杂几何形状喷管内外三维流场的数值模拟

研究了球面收敛矩形扩张的二元喷管（ＳＣＦＮ）流场的数值模拟,为了有效地捕获激波与滑流面及较好地模拟分离,采用了Ｒｏｅ格式、ＭＵＳＣＬ方法及Ｖｅｎｄａｔａｋｒｉｓｈｎａｎ限制器、Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ方程紊流模型。研究中给出了两个喷管模型四个流动状态的数值模拟结果。结果表明,除了有严重分离的流动情况以外,该算法能得到相当满意的计算结果。     

轴对称超临界粘性喷流的数值模拟

从雷诺平均的非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，采用隐式的Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ格式中的矢通量分裂技术，结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，数值模拟了收敛喷管的内流场和喷射流场，通过对趋临界工况下喷管跨音速流场的数值计算，表明本文的结果与试验结果是吻合的。     

求解可压缩N－S方程的无粘－粘性分数步法

用按物理过程作时间分裂的无粘－粘性分数步法求解可压缩Ｎ－Ｓ方程，无粘步用高效欧拉算法解欧拉方程，粘性步用全隐格式解抛物方程；并采取了有效措施消除由分步法产生的时间和空间不相容性，文中给出了轴对称喷管内外流场的数值模拟结果。     

求解可压缩N—S方程的无粘—粘性分数步法

用按物理过程作时间分裂的无粘－粘性分散步法求解可压缩Ｎ－Ｓ方程，无粘步用高效欧拉算法解欧拉方程，粘性步用全隐格式解抛物方程；并采取了有效措施消除由分步法产生的时间和空间不相容性，文中给出了轴对称喷管内外流场的数值模拟结果。     

低密度小喷管流场的DSMC直接模拟

用ＤＳＭＣ方法数值模拟了低密度轴对小喷管的流场流动，获得了相应的结果，并将所得结果与用差分求解Ｎ－Ｓ方程方法获得的结果进行了对比，二者吻合较好。     

“瓦”状塞式喷管的数值模拟与实验

为了寻求高性能和更接近工程应用的发动机，提出了一种内喷管为轴对称喷管，塞锥为凹面的“瓦”状塞式喷管，分析了这种塞式喷管的优缺点，并针对一研究模型进行了数值模拟和实验比较，数值模拟采用NND格式求解曲线坐标下的三维平均雷诺的N－S方程，并用k-ε两方程湍流模型封闭方程组，实验研究采用酒精和氧气作为推进剂进行了热试车；研究模型的内喷管面积比为3．24，总膨胀比为22．15，设计压力比为220，结果显示“瓦”状塞锥改善了塞锥的流场，并且当压力比在16．8－220的范围内变化时，其相对理想喷管的喷管效率在0．90－0．96内变化，对发动机设计作进一步改进，其性能有望进一步提高。     

二元矢量喷管流场的N－S方程计算

对二元矢量喷管在不同工况下的流场进行了数值模拟。求解的控制方程为三维非定常Ｎ－Ｓ方程。空间方向用有限体积离散，时间方向用Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ法推进。粘性项的计算上采用了一种有限体积框架下新的离散化方法。湍流模型采用了广泛使用的Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数模型。计算表明，本文方法能准确地计算二元矢量喷管、非矢量喷管在设计与大设计落压比下的流场。     

直接的矩阵分裂计算跨音速喷管流场

给出了分离系数矩阵求解欧拉方程组时系数矩阵的直接分离公式，减少和简化了应用该方法时的矩阵运算，参照Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ显式格式构造与ＳＣＭ方法一致的内点差分格式，并分析了它的数值特性，对有斜激波的跨音速内流场进行了数值仿真。计算中采用变系数的当地时间步长，加快了流场达到的收敛速度，计算无需引入任何人工参数，计算值与实验结果吻合。     

塞式喷管流场数值模拟

采用ＮＮＤ２Ｍ差分格式,从考虑к－ε湍流模型的理想气体三维薄层近似Ｎ－Ｓ方程出发,对塞式喷管内外流场进行了数值模拟。计算结果与国外文献十分一致。通过流场分析,对塞式喷管流动机理有了清楚的认识。计算表明ＮＮＤ２Ｍ差分格式及相应计算软件适合于模拟复杂喷流流场,可用于塞式喷管发动机的研究。     

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。     

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.     

模拟真空羽流场的特征线法

介绍了特征线法（MOC法）对真空羽流场进行数值模拟的过程，用MOC法进行了喷管出口流动不均匀情况真空羽流场算例的求解，所得结果与理论分析相符合，与DSMC法计算结果吻合，提高了计算效率，节省了计算时间。结果表明：用MOC法可代替DSMC法对连续介质区进行模拟，并可在用N-S和DSMC耦合数值模拟中确定耦合边界。     

高空火箭发动机羽流特性的计算机预估

根据真空膨胀模型，均匀激波层理论以及牛顿薄激波层理论建立了一种气体向真空膨胀的简单分析模型。给出了近似解，并编制了计算机程序。该程序可用于预估高度在１００ｋｍ到２０００ｋｍ范围内的火箭羽流的边界，羽流核心区的速度以及密度分布和羽流的特征参数。计算结果与同类文献的可比结果比较基本一致。     

用于发动机羽流试验研究的液氦热沉设计

超低温大型卧式热沉采用液氦制冷,将在国内实现热沉表面温度低于10K,主要用于航天发动机羽流效应试验,同时兼顾卫星等热真空试验.热沉主体结构为卧式圆筒型,为减小热损失,液氦热沉去掉了骨架,外部装有液氮热沉,两者采用一体化设计,液氮热沉既做液氦热沉的防辐射屏,又做液氦热沉的支撑.为增大抽速,舱体封头端设计了可拆卸的羽流吸附泵.羽流试验时液氦热沉、羽流吸附泵通液氦制冷,液氮热沉通液氮制冷,各部分热沉单独供液.对此大型热沉进行了方案设计、参数计算,对热沉预冷及稳态工况时的液氮、液氦消耗量进行了估算,分析了羽流试验时热沉抽气速率随试验工质温度的变化关系,得出液氦热沉对氮气的抽气速率可以达到107L/s量级.      

基于真空羽流试验的洁净真空系统设计

研制的洁净真空系统可用于真空羽流试验及热真空试验研究.详细介绍了真空系统的组成、方案设计及工作模式;计算了不同工作模式下的真空抽气时间;分别对罗茨泵机组、分子泵及低温泵进行了容器极限抽速测试,测试结果表明,满足技术指标;最后对真空容器压力维持能力进行了测试,测得容器平均压升率为0.111Pa/h,对应的平均漏气率为7.24Pa·L/s,真空容器达到了较高的工艺水平.真空系统有多种工作模式供选择,可根据试验需求及故障模式选取,增加了“真空羽流效应实验系统”运行的实用性和经济性.      

Large-scale Vacuum Vessel Design and Finite Element Analysis

The vacuum plume effects experimental system (PES) is the first experimental system designed to study the effects of vacuum plume in China. The main equipment, a vacuum chamber of 5.5 m in diameter and 12.8 m in length, and structure design of hinged door are described. The finite element method (FEM) is adopted to analyze the static strength and stability of the PES vacuum chamber. It is demonstrated that the static strength and stability are qualified. For the 5.5 m diameter vacuum chamber door, three design schemes are put forward. After comparisons are made, the single-axis-double-pin hinged door is selected. The FEM is applied to checking its static strength as well as distortions. The results show that the door’s distortion and displacement change mainly due to the gravity of the door which leads to its sinking. The calculated displacement is less than 7.8 mm, while the actual measurement is 5 mm. The single-axis-double-pin hinged door mechanism completely satisfies the design requirements. This innovative structure can be introduced as a reference for the design of large-scale hinged doors.     

真空应用电火花点火的氢氧发动机设计与试验

为研究某大推力氢氧发动机真空羽流效应,设计采用火炬点火方式的60N缩比氢氧发动机.通过球头密封声速喷嘴组件控制流量,使真空下每个声速喷嘴组件减少3个密封面.进行真空点火方案设计,从理论上证明电火花点火的可行性.设计试验系统并进行地面及真空环境下的热试车,试车结果表明:燃烧室压力达到额定压力为0.6MPa时,发动机热防护结构良好,试验系统设计合理,真空电火花点火方案可行,为进行真空羽流效应研究奠定基础.      

羽流效应地面模拟试验系统关键技术发展

叙述了羽流效应地面模拟试验系统由高空模拟试车台向真空试验系统发展的过程,指出引射原理的局限性和低温冷凝技术的适用性.介绍了应用低温冷凝技术建成的美国CHAFF-4(the collaborative high altitude flow facility-Ⅳ)系统和德国STG(Simulationsanlage für Treibstrahlenin G?ttingen)系统及中国首座大型羽流效应地面模拟试验系统——PES(the plume effects experimental system)系统.采用直接模拟蒙特卡罗DSMC (direct simulation Monte Carlo )方法对PES设备的内置式液氦深冷泵的抽气能力进行了数值模拟研究,结果表明无论有无羽流吸附泵时,2g/s级发动机点火时,内置式液氦深冷泵都能满足发动机出口截面后 ? 4m×5m范围内的背压小于10-3 Pa,羽流吸附泵能有效地阻止压缩波向喷管方向推进.      

基于粒子模拟的舱内布局对霍尔推进器可靠性评估真空羽流的影响

对霍尔推进器地面测试过程中真空环境下的羽流流场进行模拟研究,通过直接蒙特卡洛(DSMC)方法进行多种布局方式下的系列数值模拟,重点研究地面测试设施中舱内的抽氙冷板、束流挡板在不同布局环境下对真空羽流流场的影响。数值模拟结果显示:抽氙冷板的布局位置对羽流流场影响较不明显,但应考虑舱内各处均布以防压力局部集聚过高形成阻力;束流挡板对返流粒子的抑制作用明显,对抽氙冷板等具有较好的防护功能,但也同时改变了羽流流场分布,甚至会影响到推进器的放电特性和性能表现。通过该数值模拟方法可以实现对舱内工艺设备的设计指导,对抽氙冷板、束流挡板等进行布局优化,继而为推进器地面测试提供更为有效的测试环境。