航天器姿控发动机真空羽流场计算及其扰动分析

航天器姿态控制发动机工作期间,产生的羽流扰动力矩会影响控制精度,对流和辐射产生的热效应会影响热控系统工作,羽流沉积物会影响光学敏感器的精度。文章以某航天器的20 N姿控发动机为例,首先采用工程的MOC方法计算其真空羽流场;然后利用建立的航天器羽流三维冲击模型分析了羽流对太阳电池阵的冲击载荷;最后对发动机羽流脉冲激励下太阳电池阵的响应和姿态控制系统受到的扰动力矩进行了仿真分析。结果表明姿控发动机羽流脉冲激励将对控制精度和稳定度产生不可忽视的影响。     

大推力发动机在轨羽流热效应监测与反演方法

为了获得相对准确的大推力发动机在轨真实羽流热效应数据,提出了一种在轨羽流热效应监测与反演方法,并将其应用于嫦娥四号着陆器。该方法突破400℃宽温区对400kW/m~2短时超高羽流热效应进行精确监测的技术,获得发动机周边温度数据,建立发动机羽流到达目标表面的反演模型。反演结果与嫦娥四号着陆器在轨实测结果一致,验证了该方法的正确性。该方法反演所得羽流热效应数据,可为后续月球着陆器热防护设计提供参考。     

基于形状的行星际小推力转移轨道初始设计方法

初始设计问题是行星际小推力转移轨道设计中的难点。本文在对逆多项式逼近方法进行改进基础上,提出一种星际小推力转移轨道初始设计方法。首先,通过分析逆多项式逼近轨道的动力学特性,推导了关键系数的可行取值范围;然后,基于改进的逆多项式逼近理论,通过对加速度约束进行处理,建立了一种简单有效的星际小推力轨道设计模型;最后,为高效可靠的获得最优设计参数,采用微分进化算法对轨道设计模型进行了寻优计算。该方法不仅避免了传统逆多项式逼近遗漏可行轨道的缺陷,并且设计参数少,能够为精确设计提供一组可靠的初始设计参数。仿真计算验证了该方法的有效性。     

一种空间可展开桁架结构杆件热膨胀系数的优化设计

文章就一种空间可展开平板天线支撑桁架结构的热膨胀系数设计,针对传统靠经验试凑的情况,提出了一种热膨胀系数优化设计方法。该方法首先通过分析计算各杆件轴的热膨胀系数对热变形的影响(即计算热变形对杆件轴向热膨胀系数的敏度),根据敏度绝对值的大小对杆件进行分组;其次,在给定最大热变形约束下,将敏感杆件组的热膨胀系数设为设计变量进行优化,计算杆件热膨胀系数极值,从而确定其所能允许的可行范围;最后对计算所得的热膨胀系数范围进行了校验和参数分配,经计算,在此范围内取值符合最大变形约束要求。     

离子推力器羽流沉积对卫星热控影响研究

离子推力器的羽流是等离子体,等离子体的组成是带电粒子,这与传统的化学推进系统的羽流成分有很大不同,带电粒子有在卫星表面吸附的倾向,会形成羽流沉积污染。这种羽流沉积会改变卫星表面的吸收率和发射率,从而影响卫星的热控性能。为了预测离子推力器的羽流对卫星的热控性能的影响,建立了离子推力器羽流模型。所建模型采用了工程化离子推力器的在卫星上的布局位置和离子推力器的工作参数,模拟了离子推力器的正离子与中和电子束在工程化中分置的实际情况,使模型更为符合实际。通过数值模拟得到了离子、电子、中性粒子的空间分布,电场分布,得到了钼粒子在卫星表面的分布及沉积厚度,比较了模型计算的离子分布与实验获得的离子分布情况,说明了模型分析的正确性,给出了卫星表面热性能的变化及局部区域温升的最大包络可达二十多度的结果。     

利用10N推力器羽流试验数据建立羽流场数学模型

利用MBB10N推力器羽流试验数据建立推力器羽流场的数学模型并确定其模型参数,以便利用此数学模型分析此类推力器对卫星的羽流干扰力、干扰力矩以及对太阳翼、敏感器的热效应等羽流污染。本文建立的羽流场数学模型不同于Simons羽流场数学模型及羽流特征线方法,但本质上仍满足羽流远流场为自由分子流的假设条件;本文建立的羽流场数学模型的非线性表达式更便于利用试验数据实现系统辨识,而且可达到相当满意的辨识准度。     

月面热环境的反演研究

以嫦娥三号巡视器月面日食期间非稳态的温度遥测数据为基础，通过建立月壤及巡视器的传热模型，反演了日食期间月面温度的变化，并给出了符合巡视器温度遥测的月壤热物性参数取值范围。在此基础上，对月面热环境进行了分析研究。结果表明，本文反演的月壤平均导热系数大于常见取值，而比热却明显小于常见取值。采用反演的热物性值计算的月表温度与之前认识相符，但对月壤内部热环境有新发现，其温度梯度相对减小而恒温层厚度则明显增大。     

卫星发动机羽流污染模型的DSMC方法研究

文章通过DSMC（Direct Simulation Monte Carlo,直接模拟蒙特卡罗）方法对卫星发动机羽流进行数值模拟,对仿真方法进行了对比验证,证实了DSMC方法可以比较精确地模拟羽流场。在建立卫星污染模型的过程中,针对污染发动机喷口形状的变化以及出口参数的变化,对DSMC方法模拟结果进行了对比,得到喷口形状和出口参数的变化对模拟结果的影响,并得到最优的卫星敏感表面羽流污染计算模型。     

卫星变轨发动机羽流污染的研究

针对卫星变轨发动机工作时高空羽流污染问题 ,从分子运动论出发 ,采用直接模拟MonteCarlo(DSMC)方法对轴对称羽流场进行模拟 ,发动机喷管出口参数采用内流计算的给定值。首先对计算方法进行了验证 ,然后通过计算给出羽流场压力、密度等参数 ,给出计算位于回流区内的卫星表面敏感部件的羽流污染量的方法 ,并进行了计算。     

基于羽流效应分析的航天器发动机布局设计研究

为解决由航天器姿控发动机等带来的羽流热效应问题,文章通过仿真得到了在不同的发动机布局下航天器表面的羽流热流密度分布情况,通过增大发动机的推力线角度和安装点高度,可以使得发动机羽流核心区远离航天器表面,从而降低喷流对航天器表面的加热效应。综合考虑控制力矩及推力损失、布局包络和发动机支架设计等因素,对某航天器发动机布局进行了优化设计及羽流热防护设计。     

层板发汗冷却推力室传热分析

对于采用层板发汗冷却的推力室,为了最大限度地减少冷却剂流量,理想情况是,应根据不同轴向位置的受热情况来分配冷却剂流量,以使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度内.本文运用有限体积法,对层板发汗冷却推力室内的燃气流动和壁面内的传热进行了数值模拟,同时通过调节冷却剂吹风比,使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度之内.为综合...     

离心机气动产热及其影响因素的理论研究

为深入解析离心机气动产热的影响因素和变化规律，理论推导建立产热模型，并通过与文献中离心机的气动产热实验和仿真结果的对比，验证了理论模型的有效性。利用该模型对实际的离心机产热问题进行分析计算发现:在所研究的工况范围内，机室内空气的随流比随转子转速ω_r的增加而增加；产热总功率与转子转速呈指数上升关系，与机室压力呈正比例关系；机室侧壁的摩擦产热功率在离心机气动产热热源中的占比最大，且随着ω_r的增加而增加。建议将离心机的换热器布置在机室侧壁内表面并人为提高机室内空气的随流比，以利离心机散热控温。     

局部多孔壁－内腔结构的气动加热瞬态特性

根据超声速飞行器外表面连接结构处密封结构几何特征,以局部多孔壁和内腔结构为研究对象,建立流/固/多孔区域流动和传热过程耦合计算模型,其中多孔区域中运用分布阻力法,流、固区域间换热过程采用准稳态耦合计算方法。经过与相关实验数据进行对比,验证了程序可靠性,并进一步分析在整个长时间瞬态过程中,该密封结构的流动和传热特征,阐明了在瞬态过程中多孔材料等效热流对缝隙壁面的加热作用。研究了有、无多孔材料填充两种情况下缝隙壁面热流分布形态的差异,探讨了缝隙中填充多孔材料对高速流场边界层热气流侵入内腔过程的影响。
     

宽范围热流密度丝状加热装置的设计仿真与试验研究

为满足航天器热试验对宽范围外热流模拟的需求，设计研发了一种“随形式”丝状加热装置。该套装置基于铠装加热丝设计，可根据产品不同的形状和表面状态加工，该套丝状加热装置理论上可实现20～1500 W/m2的宽范围热流密度的模拟；在真空低温条件下实际测试其稳态温度控制精度在±0.35 ℃以内，温度稳定性在±0.7 ℃以内，热流不均匀度优于2.5%。     

液体火箭发动机自引射工作过程传热研究

建立了液体火箭发动机自引射工作过程传热分析模型。分析了圆柱型和二次喉道型引射器在不同冷却水流量下引射器的壁温和热流的变化,得到了引射器可靠工作的冷却水流量范围,引射器冷却水温升测试值和仿真值的一致性较好。     

多热源工况下燕尾形轴向槽道热管的热响应特性

建立了燕尾形轴向槽道热管应用于多热源时的瞬态传热及流动的理论模型并进行了数值求解,研究了该型热管应用于多热源时从启动开始直到达到稳态过程中,壁面温度、弯月面毛细半径、液体速度的实时变化。结果显示：毛细半径沿轴向单调递增;蒸发段有热源与无热源的连接处的温度阶跃变化;在蒸发段热源处,液态工质流速变化激烈,在蒸发段无热源处,液态工作速度变化比较平缓;同时,开展了热管瞬态特性测试实验,实验测量值与数值计算值符合较好。     

发动机和羽流对地球同步卫星底部辐射加热的计算研究

地球同步卫星工作过程中法兰底座所受的辐射加热对法兰上的控制开关等零件的安全有重要影响。为此,建立了节点网络法计算发动机和隔热屏对卫星法兰底座及控制开关的辐射加热,比较了发动机、隔热屏和羽流3种辐射源的作用大小,还研究了发动机位置的平移对底部法兰及控制开关辐射加热的影响。研究表明:羽流对法兰和控制开关的辐射热流最小,发动机对法兰和控制开关的辐射热流最大;法兰和控制开关上不同侧面受到的辐射加热很不均匀,面向发动机正面的侧面辐射加热最强,面向发动机头部的侧面辐射最小;发动机向后平移可以显著降低法兰和控制开关上辐射热流的最大值。     

固体火箭点火超压形成机理与影响因子研究

为研究固体火箭点火超压的形成机理和影响因子，以Ariane 5火箭固体助推器1/35缩比模型为研究对象，〖JP+1〗基于可压缩气体三维Navier-Stokes方程建立固体火箭尾焰流场的数学模型。同时，使用有限速率/涡耗散模型表征尾焰复燃反应，采用有限体积法求解火箭尾焰流场控制方程，得到箭体尾部近场的点火超压幅值与分布情况。与试验数据比较，数值结果较好的反映了点火超压的过程特性。进而，采用该数学模型和求解方法，研究了点火超压的影响因子。计算结果表明，尾焰复燃反应对点火超压的影响较小，与无复燃反应的计算结果比较，点火超压的峰值相对变化幅度不大于1.85%，点火超压的波形与分布特性的变化可以忽略；建压速率越快，点火超压峰值越大，且呈非线性比例关系增长；喷管膨胀比主要影响点火超压的波形，对其峰值影响较小。     

某发动机喷管周围流场研究

运用Fluent流体动力学软件,采用结构化网格和RNG k-ε湍流模型研究了热试车条件下,某带高温隔热屏发动机喷管周围及隔热屏上温度场的分布,计算结果与试验结果吻合较好.研究结果表明：推进系统热试车条件下,高温隔热屏各组成部分温度均在各自耐受温度以内;高温隔热屏能有效地将发动机羽流的对流及辐射进行隔离,避免高温燃气对发动机周围的推进系统组件进行再加热.