卫星系统热特性分析

考虑空间轨道外热流、卫星表面自身辐射、热载荷等因素影响,建立卫星温度场计算模型,在采用蒙特卡罗(Monte-Carlo)法求解卫星复杂辐射边界条件的基础上,利用有限容积法对卫星在轨飞行阶段的瞬态温度场进行数值模拟,计算得到卫星瞬态温度场,并考虑其表面自身辐射及空间轨道外热流等因素,建立卫星红外辐射通量计算模型,计算得到不同时刻、不同热载荷情况下的卫星红外辐射通量分布,并简要分析了在轨卫星热控涂层衰减所带来的表面太阳吸收比的变化对卫星温度场的影响。     

考虑高空粘性干扰效应的乘波体气动性能工程预测方法研究

粘性干扰效应是飞行器在高空、高马赫数飞行状态下所面临的诸多重要物理效应之一,对飞行器在这一区段飞行时的气动性能有着极其重要的影响.本文基于粘性干扰理论,结合参考温度方法提出了一种能够考虑粘性干扰效应的高超声速乘波体气动性能的工程预测方法,克服了传统工程预测方法不能计及粘性干扰效应的不足.文中对该方法的合理性进行了理论分析,并在飞行高度30～70km,飞行马赫数15～20范围内,通过本文提出的方法与传统工程方法以及计算流体力学(CFD)方法计算结果的比较,验证了本文所提出的方法的有效性.     

火箭发动机超声速过膨胀射流气动噪声特性研究

采用大涡模拟LES方法计算了火箭发动机超声速过膨胀射流形态及近场声压分布,研究了入口温度与环境温度的比值(温度比)对声场的影响;将声源分解,基于Ffowcs Williams-Hawkings (FW-H)方程获取了不同位置噪声源的远场噪声,并根据声压级频谱和湍流形态分析了超声速射流噪声的产生机理。研究表明,超声速过膨胀射流气动噪声由湍流混合噪声和宽频激波噪声组成,近场噪声源以马赫波形式向大方位角辐射中高频噪声,下游大尺度湍流向低方位角范围辐射低频噪声,声压级峰值频率随观测角度增大而升高;随温度比升高,马赫波辐射角度增大,噪声指向性发生改变。该研究可为运载火箭发动机地面试车或火箭发射段声学环境设计提供参考。     

气动加热下金属蜂窝板热响应特性数值模拟

提出一种计算非稳态气动加热下金属蜂窝板内辐射导热耦合换热数值计算方法。将金 属蜂窝夹芯板作为三层平板结构,建立沿厚度方向一维传热控制方程,采用Monte
Carlo方法求解蜂窝腔内辐射换热,有限体积法求解蜂窝板内耦合换热,考虑蜂窝金属与空 气热物性随温度变化,对某结构的正六角形蜂窝板在模拟气动加热条件下两表面温度响应进 行了数值预测,数值预测结果与文献中的实验结果对比表明该方法能够准确模拟蜂窝夹心板 内传热过程;对采用Swann & Pittman当量导热系数经验公式进行蜂窝非稳态表面温度响应 计算可靠性进行了验证,结果表明该公式在计算非稳态气动加热下蜂窝表面温度时存在较大 误差,给出的热面温度过高,冷面温度过低,两表面温差最大相对误差高达140％。     

双翼末敏弹尾翼弹性对气动特性影响分析

受安装条件限制,无伞末敏弹尾翼通常很薄,在末敏弹下落过程中,厚度不超过1mm的末敏弹尾翼将在气动力作用下发生一定程度的变形,变形后的尾翼又将对末敏弹气动特性产生影响。文章采用双向流固耦合方法对S-S型双翼末敏弹弹性尾翼进行研究,分析末敏弹气动参数随攻角和速度的变化趋势;采用计算流体力学方法对末敏弹刚性尾翼进行研究。将弹性尾翼与刚性尾翼的末敏弹气动参数进行对比。结果显示,刚性翼、弹性翼末敏弹的阻力系数均随攻角的增大呈准线性递减趋势;刚性翼、弹性翼末敏弹的升力系数均随攻角的增大呈递增趋势。自由飞行试验结果显示,末敏弹的气动参数与弹性翼末敏弹的仿真结果更为贴切。     

空气涡轮火箭发动机热力循环特性分析

采用热力学第一定律分析法分析了液体推进剂空气涡轮火箭发动机(Air Turbo Rocket,ATR)的基本热力过程,通过能量平衡计算得出了理想循环功、热效率和发动机比冲,确定了影响理想热力循环性能的5个特征参数,进而分析了地面静态和飞行状态下热力学特征参数对发动机热力循环性能的影响规律。结果表明:提高燃烧室温比、发生器温比和涡轮落压比有利于ATR循环功和燃料比冲性能的提升,提高压气机压比将在增大循环功和热效率的同时降低燃料比冲性能;理想循环热效率随来流马赫数的增大而增大,循环功和燃料比冲随来流马赫数的增大而先增大后减小,存在极大值。     

水凝物对THz波辐射的衰减研究

文章基于水凝物粒子尺寸与THz波长的大小关系,分别利用Rayleigh近似、Mie理论以及几何光学方法计算了降雨和云雾引起THz波辐射的散射衰减。比较了不同强度的降雨和不同能见度、含水量的云雾对THz波的散射衰减。结果表明,随着频率的增大,THz波段雨衰减先增大后减小;在整个THz波段,含水量较小或能见度较低的云雾的衰减随频率的增大而单调增加,含水量较大或能见度较大的云雾的衰减随频率先增大后减小;在THz波段云雾衰减随能见度的减小和含水量的增加而增大,温度对THz波段的云雾衰减影响不大,在整个THz波段并不存在明显的规律。在THz波频率高端云雾影响较降雨要严重的多。     

伪码引信瞄准式压制性干扰及硬件实现

伪随机码调相引信在舰空导弹和地空导弹中有广泛的应用,因此有必要对此类引信的干扰进行研究。提出了一种瞄准式压制性干扰方案。该方案中,干扰机先接收引信的辐射信号,然后对准引信工作频率,发射一个可与引信工作带宽相比拟的窄带噪声或类似噪声的干扰信号去干扰引信,使引信自身的相关接收失效,从而达到干扰引信工作的目的。给出了此方案的部分实现电路的工作原理和硬件实现,主要包括伪码调相信号的解调、解调后的码元整形和识别、低频噪声源的产生、干扰波形的调制发射等关键部件。根据各部分电路的试验结果认为,提出的干扰机设计原理正确,干扰方案有效可行。     

空间实验室尾部对接机构变轨期间热分析研究

根据辐射传热基本原理和计算对象的几何物理特点,采用节点热网络方法 ,提出空间实验室尾部变轨发动机组和对接机构组合系统的热分析数学模型。利用龙格-库 塔法,求得变轨飞行期间变轨发动机瞬态温度的变化历程和对接机构主体结构——对接框 架周向、轴向温度的变化规律,着重分析对接机构组件表面辐射特性εd、液体发动 机倾角β和间距R对对接机构温度分布的影响,指出两个高温发动机热辐射对尾部 对接机构造成的热影响范围,大致在周向角θ=90°±30°和θ=270°±
30°区域,最高温度位于对接框底部,其值介于30～90℃之间,温度随发射率的变化率
ΔT／Δεd≈96℃,表明发射率εd和发动机间距R是影响对接机构温度水平 的重要因素。热分析工作是提出并改进对接机构热控设计方案的技术依据,具有十分重要的 工程应用价值。     

扭曲尾翼弹箭的马格努斯数值研究

为提升掠飞攻顶弹箭较高转速下的飞行稳定性,运用数值计算方法研究了弹体-扭曲尾翼组合体在飞行过程中的马格努斯效应气动机理,并应用标准尾翼弹(BFM)模型的实验数据对数值方法进行了验证。分别研究了带有平板尾翼和扭曲尾翼弹体模型的马格努斯力和力矩随攻角的变化规律,并针对弹体弹翼组合体产生马格努斯效应的机理深入分析。结果表明,扭曲尾翼可有效改善翼面的压力分布,并降低弹体对翼面马格努斯效应的干扰,在大攻角时其表现更胜一筹;弹体所受马格努斯力较大,主要集中在受到涡对称畸变的尾锥部;尾翼主要由于弹体干扰以及几何外形的影响马格努斯力集中在尾部,两者产生的马格努斯力矩数值相差不大,但方向相反。     

太赫兹辐射大气传输特性分析及城市衰减预估

变化的气候状况、区域海拔及大气层气象参数影响着太赫兹电磁波的传播状况。首先从理论上对太赫兹波辐射大气传输损耗的三个部分:自由空间传输损耗、大气吸收损耗及大气颗粒散射效应进行了分析;为了揭示太赫兹波自然大气传输损耗与气象参数的定量关系,基于国际电联建议ITU-R.676分别针对水汽密度、温度及大气压强进行了系列计算;最后根据2013年气象统计数据,进一步选择了四个代表性城市地理环境,讨论其大气吸收损耗随季节气候的变化情况,并预估了0.3THz频段该城市区域的大气吸收损耗。     

某航空相机载荷舱热分析与热设计

航空相机的热控设计需要解决流动与传热的耦合问题。文章提出某航空相机载荷舱在复杂飞行环境中上升、巡航、下降全过程的热分析及热设计方法：确定载荷舱热分析数据流,采用专业热分析软件、流体计算软件计算辐射外热流、气动外热流,以及等效对流换热系数沿壁面分布情况及与马赫数的变化关系。将热环境赋予载荷舱热分析模型,通过热分析软件与自开发程序迭代对载荷舱两个极端工况进行了仿真分析。结果表明,据此设计的光学窗口内表面温度高于露点温度10℃以上,得到的载荷舱热分析结果满足热控指标要求,热设计方案合理可行。     

炭纤维／环氧树脂复合材料层板连续激光烧蚀数值计算

应用工程软件ANSYS的参数化设计语言(APDL)编制程序,建立了复合材料瞬态温度场和烧蚀的物理数学模型,利用"杀死"单元的方法实现动边界退移的烧蚀与热传导耦合计算,从而完成了对烧蚀尺寸变化的定量描述;采用AN-SYS中处理相变的方法,通过定义材料随温度变化的焓来考虑潜热。考虑了纤维的烧蚀、树脂分解以及辐射和对流热损失,对炭纤维/环氧叠层复合材料在不同辐射时间下激光烧蚀的温度场和烧蚀率进行数值计算,并分析了烧蚀特性和烧蚀机理,计算结果与实验结果吻合较好,可为复合材料热载荷下的失效分析和抗激光加固技术设计提供理论基础。     

真实气体效应对MSL火星进入气动特性的影响研究

探测器超高速进入火星过程的高温真实气体效应对飞行稳定性和防热系统影响极大,需要在初步设计阶段对探测器的气动力热特性进行精确预测。文章构建了采用流场直角与表面非结构混合网格以及网格自适应的直接模拟蒙特卡洛方法,模拟稀薄环境高温真实气体效应的依赖于温度的多原子分子振动激发和8组份54化学反应模型。通过计算"火星探路者"外形气动力系数随攻角的变化,并与文献提供的计算结果对比,有较好的一致性,验证了该文算法的可靠性。文章模拟了"火星科学实验室"在火星大气环境70km高度、进入速度为5.85km/s下的高温真实气体效应对气动力、气动热和流场特征的影响。通过与完全气体计算结果对比,表明高温真实气体效应影响下的激波脱体距离减小,表面热流降低,轴向力系数增加、配平攻角减小、压心位置随攻角变化显著。     

某型超声速半流伞气动热及气动特性研究

多用途飞船返回舱将以自旋方式半弹道再入大气层。返回舱再入飞行过程中,在超声速段存在第二个配平点,有可能出现姿态翻滚的情况。为避免返回舱姿态的不确定引起减速伞的开伞故障,返回舱配备了一个稳定伞,该稳定伞采用半流伞型,开伞高度约为26km,开伞时伞船系统Ma=3.0。因此,该降落伞面临非常严重的气动加热情况。文章基于计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)方法,验证了简化模型的可靠性,并对二维模型进行仿真,得到了降落伞及流场的速度分布、压力分布、温度分布。可以看出:相同高度下,随着速度值的增大,流场的动压值也是在增大的;相同马赫数下,随着高度的降低,流场的动压值也在增大;伞衣内表面温度始终是要高于外表面温度,且伞面温度最高的区域都处于伞顶口附近的伞带内表面上。     

树脂基复合材料壳体固化降温过程的热力耦合分析

以树脂基复合材料壳体固化工艺过程为基础,对复合材料壳体的固化降温过程进行了热力耦合仿真计算,采用实体单元建立纤维缠绕壳体的数值分析模型,对壳体固化降温过程模型内部的温度场、轴向位移、应力进行了分析。结果表明,复合材料壳体和绝热层在固化降温过程中温度不断降低,芯模、空腔、芯轴的的温度先升高后降低,固化降温一段时间后,模型内部不同位置的温差趋于稳定;复合材料壳体在降温过程中沿轴向向外膨胀,前封头与后封头极孔处的轴向位移分别为6.5 mm和4.3 mm,芯模和芯轴沿轴向收缩,通过比对,位移仿真结果与实测数据一致性较好;复合材料壳体应力随固化降温时间的增加不断增大,筒段中部裙内缠绕层之间的层间剪应力大于裙外层间剪应力的值,裙连接段处裙外层间剪应力大于筒段中部层间剪应力的值。     

预浸带铺放成型复合材料构件应力场研究

预浸带铺放过程中的温度历程和热应力对复合材料构件成型后的质量有很大的影响。基于生死单元和循环载荷方法,对预浸带铺放成型复合材料构件的应力场进行了数值模拟,利用ANSYS中间耦合方法,实现铺放过程的温度-应力耦合分析:首先对铺放过程的温度历程进行求解,然后将温度场计算结果作为热载荷进行应力场分析,得到了预浸带铺放过程中构件内部的热应力分布及成型后的残余应力,最后分析了不同铺放参数对残余应力的影响。研究结果表明:在各层中,第一层的轴向、横向热应力最大,分别为64.8、11 MPa,随着铺放进行,各层自身的热应力逐渐增大;铺放头移动速度一定,热气温度从500℃升高到700℃时,构件成型后的轴向、横向残余应力分别增大了14、5.5 MPa;热气温度一定,铺放头移动速度从10 mm/s增加到30 mm/s时,构件成型后的轴向、横向残余应力分别减小了23.6、6.12 MPa,随着铺放层数增加,铺放速度对残余应力影响越来越小。     

侧向旋转射流进气对固冲发动机性能的影响

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,在不同旋转工况下给定相同进气流量,对侧向进气固冲发动机补燃室湍流反应流场进行了数值计算,得到了燃烧产物的平衡组分、燃烧温度和其他热力学参数,并在此基础上计算了补燃室燃烧效率、发动机推力等参数。数值模拟表明,对于侧向进气固体火箭冲压发动机,在空气射流中引入旋转流动,能有效提高补燃室内的燃烧效率,进一步提高发动机性能。燃烧效率随旋流强度呈先增大、后又减小的规律。采用最佳旋流数的旋转进气后,可使发动机推力提高约2.3%。     

冲压翼伞上翼面开缝技术研究进展

上翼面扰流缝驱动是一种新颖的控制冲压翼伞横向和纵向飞行性能的方法。文章概括了近年来国外冲压翼伞上翼面开缝技术的研究方向和进展,依次对影响冲压翼伞气动性能的四个扰流缝结构因素——开缝方向、弦向位置、下拉度和开缝气室展向分布的研究情况与结果进行详细阐述与分析总结,得出结论前缘侧扰流缝在纵向控制方面比后缘侧扰流缝更有效。扰流缝的合理弦向位置大约位于0.15~0.3c(c为翼伞的弦长,0.15~0.3c表示开缝位置与翼型左侧之间的弦向距离)。在扰流缝最大下拉度以内,滑翔比随下拉度增大而线性减小,大下拉度还能使翼伞飞行延迟大约4°迎角失速。扰流缝下拉度很小时存在一定范围的死区,之后转率随着下拉度的增加线性增大。开缝气室数量超过最大开缝气室数量时,翼伞系统变得难以控制,且最大转率会饱和。在最大开缝气室数量以内,随着开缝气室数量增加,扰流缝的有效性随之线性增加。开缝气室离伞衣中心线越远越容易产生高的转率,但是会降低滑翔比的控制性能。相比于其他控制方式,下拉扰流缝所需的力远远要小,能有效减小翼伞控制单元的尺寸,对翼伞的操作有重大的意义。该研究可为翼伞精确空投技术研究提供一定的技术参考。