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相似文献
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1.
真空羽流场的 N-S 和 DSMC 耦合数值模拟   总被引:14,自引:3,他引:11       下载免费PDF全文
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。  相似文献   

2.
准确模拟羽流流场是合理评估空间推力器真空羽流效应的基础。因羽流流场同时包含连续和稀薄两种流动机理,通常采用解耦方式的Navier-Stokes(N-S)方程和直接模拟蒙特卡罗(DSMC)混合方法对其进行模拟。为保证解耦N-S/DSMC方法应用于羽流计算时的准确性并尽量提高其计算效率,对计算中的DSMC入口和喷管壁面等边界条件设置问题开展了研究。通过与文献中低总压工况的羽流试验数据比较,确定了合理设置DSMC入口边界位置、壁面反射类型、壁温等边界条件的方法。针对将此方法应用于实际推力器工况计算时效率过低的问题,通过多种数值试验,表明从喷管出口处开始沿KnGL为0.05的等值线作为DSMC入口界面可同时保证仿真精度和较高的计算效率;并证明实际工况下壁温设置对羽流场仿真结果影响不大。  相似文献   

3.
高空羽流场的DSMC计算和实验研究   总被引:9,自引:2,他引:9  
以小推力发动机的高空羽流场为研究对象,实现了高空小喷管氮气流DSMC方法数值模拟,验证了DSMC方法在高空膨胀流中的可用性,并在现有设备基础上,进行一组高空羽流试验,给出试验与计算的对比结果。结果表明:喷管出口附近能得到满意结果,由于实现设备能力所限,远场试验没有达到预期效果。  相似文献   

4.
姿控发动机内流场及高空羽流流场的DSMC一体化数值模拟   总被引:2,自引:2,他引:2  
通过引入“平衡抽样方法”有效解决了DSMC求解近连续流区所遇到的碰撞顶计算效率问题;对于过渡流及自由分子流区,构造了适合于DSM仿真的分子碰撞传能模型并配置了一种光滑过渡以减少误差的权函数。在此基础上首次实现了对姿控发动机喷管内流场及包括倒流区在内的高空弱流流场的DSMC方法一体化数值模拟。  相似文献   

5.
姿控发动机高空羽流流场干扰效应的DSMC方法研究   总被引:5,自引:0,他引:5  
在研究权函数设置及热力学非平衡模型的基础上,将DSMC方法应用于求解三维问题,数值模拟了轴线平行的两姿控发动机喷流干扰形成的高空羽流流场。结果表明,过渡区流场中存在显著的干扰效应,采用将单个流场物理量简单相加的方法是不合适的。  相似文献   

6.
为了研究发动机羽流辐射特性对光学探测成像的影响,基于不同直径粒子散射理论、辐射传递方程和分子吸收线数据库,应用有限体积法,建立了火箭发动机羽流在不同波段的辐射特性计算程序.针对实际工作情况进行建模,开展某姿控发动机工作在环月球轨道时的可见及近红外波段羽流的辐射特性计算.在0.4~0.9μm波长范围内,针对羽流气体组分、波长、观察天顶角以及太阳辐射对羽流光谱的影响作了数值计算及分析.研究结果表明:应用有限体积法开发的程序较好地模拟火箭发动机羽流的辐射特性,并具有广泛适用性;在可见光和近红外波段,太阳辐射作用对火箭发动机喷流辐射特性影响最大.  相似文献   

7.
火星环绕器羽流效应仿真研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
火星探测器发动机羽流效应影响飞行任务的安全,采用差分求解NS方程与直接模拟蒙特卡洛耦合的方法对火星环绕器姿轨控发动机羽流力、热以及污染效应进行了仿真研究。结果表明:发动机羽流对火星环绕器气动力、热及污染效应影响主要在发动机储箱上,最大热流值可以达到1789 W/m~2,需要注意;发动机羽流对展开太阳能电池翼的气动力和气动力矩相对于发动机推力和推力力矩来说,小3~4个量级,影响较小;已分离着陆器在距发动机出口300 m以内时,羽流对已分离着陆器的影响较大,气动热流在100 W/m~2以上;在100 m以内时,气动热流在1000 W/m~2以上,需要对敏感设备采取一定的防护措施。不同热适应系数气动热流仿真对比计算结果表明,随着热适应系数的增加,热流密度值呈线性增加。数值模拟结果可以为火星环绕器工程设计提供参考。  相似文献   

8.
陈兵  蔡国飙 《推进技术》2002,23(6):500-504
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。  相似文献   

9.
火箭发动机羽流的辐射的计算需要求解气体介质的辐射传递方程(RTE).计算模型中基于单线组(SLG)模型考虑气体组分的光谱特性,并采用离散传递法(DTM)求解RTE,对波长积分得到辐射热流密度.通过对圆柱高温CO2气团辐射热流计算来验证计算程序,然后在流场计算的基础上,计算了月球探测器主发动机和姿控发动机羽流对各部位和仪器的辐射热流密度,根据对不同工况计算结果的分析为探测器的设计提供参考.  相似文献   

10.
针对回收类航天器(返回舱)再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法间验证结合,进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段,建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法(GKUA)、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充,适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110~30km各流域球体、高超声速尖前缘中空柱裙、返回式卫星球锥体、飞船返回舱稀薄过渡流以至近连续流区气动力/热与姿态配平绕流问题计算与实验分析比较,证实统一算法在高稀薄流区,与DSMC吻合很好;在连续流区,与(滑移)N-S解算器相一致;在中间过渡带,与N-S/DSMC耦合算法相容;具有全飞行流域很好的计算一致收敛性。简述了跨流域空气动力学几种模拟手段的适应性特点与展望,揭示了返回舱再入跨流域复杂高超声速流动变化规律。  相似文献   

11.
Research on vacuum plume and its effects   总被引:1,自引:0,他引:1  
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.  相似文献   

12.
为满足高空稀薄流工程估算的精度和效率需求,将Woronovicz自由分子点源模型推广至非均匀出口发动机羽流场的计算模拟。采用分格技术剖分得到多独立点源,以此解决出口平面参数的非均匀性问题。10N双组元发动机羽流的质量和压力计算结果同实验符合良好,验证了自由分子点源模型的有效性。某实验型喷管羽流计算表明,点源模型在远场与DSMC方法基本吻合.两者误差在引入非均匀出口条件修正后得到显著改善。  相似文献   

13.
空间发动机羽流场的试验研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
为研究空间发动机羽流对卫星的影响,建立羽流污染预报系统,研制了一套羽流试验系统并进行了试验研究.试验台主要包括空间环境模拟系统,电热气体发动机,稳压气源,轴向和径向移动装置,测量系统和温控系统.系统可在满足10-3Pa量级的真空压力和93±5K的背景温度下稳定运行和精确测量.本文完成了表征羽流特征的关键参数-压力场的测量.同时采用CFD和DSMC相结合的方法进行羽流场的数值模拟计算.测量数据与数值计算结果以及相似试验条件下Boyd等人的测量结果进行了对比.  相似文献   

14.
模拟空间环境下小发动机羽流压力场   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
为研究空间发动机的羽流特性及其对卫星的污染,在模拟空间环境下,进行了电加热CO2气体模拟发动机羽流流场的试验测量和理论计算。试验台主要包括空间环境模拟系统,电热气体模拟发动机,稳压气源,测量系统及其温控。理论计算采用计算流体动力学(CFD)和直接模拟Monte Carlo(DSMC)相结合的方法,完成了羽流场的数值模拟。测试结果表明,试验系统满足在10-3Pa量级的真空压力和93±5 K的背景温度下稳定运行和精确测量。不同坐标位置处试验数据和数值结果的比较表明,试验测量和理论计算吻合较好。  相似文献   

15.
脉冲等离子体推力器羽流特性数值研究   总被引:2,自引:1,他引:1       下载免费PDF全文
以脉冲等离子体推力器羽流为研究对象,建立三维物理模型,简化并离散电子动量方程,运用单元粒子-直接模拟蒙特卡罗混合法模拟非稳态羽流流动.假定脉冲周期内推进剂粒子按正弦规律进入流场,分析流场中电势、电子、离子和原子数密度分布随着时间变化情况,并通过与已有实验数据的对比验证仿真模型.研究表明:模型能在垂直和平行于推力器极板的两个平面内预测等离子体羽流流场参数.该研究方法、结果对更深入研究脉冲等离子体推力器(PPT)羽流具有参考价值.  相似文献   

16.
黄琳  陈伟芳  吴其芬 《推进技术》2001,22(5):372-375
在分析了直接仿真Monte-carlo(DSMC)方法内在并行度的基础上,针对工作站群机并行系统(NOWS)分布主存的特点,构造了适合于DSMC仿的并行算法模型,在PVM环境下将其应用于姿控发动机喷管内流场的DSMC仿真,结合并行算法效率评价准则对如何提高并行计算效率进行研究。仿结果表明了实施DSMC并行计算的必要性与有效性。  相似文献   

17.
卫星姿控发动机喷管羽流撞击效应试验   总被引:3,自引:0,他引:3  
在高超声速低密度风洞中试验研究了卫星姿控发动机喷管羽流对平板模型的撞击效应,包括气动力和气动热效应。试验气体为加热的氮气。对两个卫星姿态控制发动机喷管的十种实验状态进行了测量。测出了平行于喷管轴线的平板模型上的压力分布和温度变化及处于喷管上方后流区的挡板的温度变化,给出了平板模型上的气动力和气动热分布规律,并判断是否形成后流区。测量结果表明,试验结果可靠,具有工程应用价值,能为姿控发动机在卫星上的布局提供参考。  相似文献   

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