基于hp自适应伪谱法的可调推力最优离轨研究

根据不同最优化指标要求,利用hp自适应伪谱法,对比分析了固定推力和可调推力制动离轨时的参数变化情况。通过研究发现,以燃料最省为优化指标,采用可调推力制动时,飞行器过渡段飞行时间更长,燃料消耗相对较小;而在时间最短指标要求下,可调推力制动虽消耗大量燃料,但能大大缩短过渡段飞行时间,有利于航天器在执行紧急任务时的快速返回。     

多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性研究

为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性,以由多喷管液体火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用三维N-S方程描述尾焰冲击流动过程,采用Realizable k-ε湍流模型封闭流动方程组,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,得到了火箭动力系统尾焰对不同导流面导流槽的冲击流场参数。结果表明:导流面上受冲击影响最大的是沿喷管轴线方向的正冲击区域,且助推器尾焰对导流面的冲击效应相比于芯级更加强烈。锥形导流面对多喷管动力系统尾焰具有很好的引射和导流作用,相比于楔形导流面更能降低尾焰的冲击影响,但会在流场中形成漩涡并卷吸高温燃气,可能对发射系统造成破坏,需要增加相应的热防护措施。     

姿控发动机高空羽流流场干扰效应的DSMC方法研究

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。     

有隔板和无隔板的液体火箭发动机冷态全流场数值模拟

针对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板的情况，用数值模拟的方法对发动机冷态全流场进行了计算，探讨了燃烧室内有隔板时边界条件的处理、计算区域的离散以及隔板对流场参数的影响等问题，用欧拉坐标系下的Navier－Stokes方程组描述气相控制方程，通过数值模拟成功地对燃烧室内有隔板和无隔板的流场进行了数值仿真，表明了对隔板体的数值处理方法的可行性。     

两种翼型螺旋桨ARA-D和S1223的等离子体增效实验研究

文章首先基于雷诺相似理论,在地面螺旋桨实验平台上开展ARA-D翼型螺旋桨微秒脉冲等离子体增效三维实验,结果表明,等离子体对螺旋桨拉力增效效果随着脉冲频率增加而减弱,而螺旋桨转矩受等离子体影响随拉力增效效果增加而减弱,拉力、效率最大增幅分别达到10.79%、11.56%。而后基于雷诺相似理论及叶素理论,在低湍流度风洞开展S1223翼型螺旋桨叶素微秒脉冲等离子体增效二维实验,结果表明等离子体激励提高了翼型各叶素拉力,其中根部与尖部叶素表现尤为明显。二维实验结果可为三维实验激励器展向排布方案提供理论依据。2种实验结果均表明,等离子体射流可以有效抑制翼型表面流动分离。     

湍流、喷雾模型对氢氧火箭发动机燃烧仿真的影响

基于完善的压力隐式算子分裂(PISO)算法,通过改变κ-ε两方程湍流模型和喷雾模型,对氢氧火箭发动机不稳定燃烧进行数值仿真。比较理论分析和数值仿真的结果得出,在二维情况下,液滴碰撞模型和TAB液滴破碎模型不适于模拟氢氧火箭发动机不稳定燃烧;TVB液滴破碎模型与κ-ε两方程湍流模型的组合情况能够捕捉到燃烧室中的压力振荡,但不能体现出振荡频率;而采用Realizableκ-ε湍流模型不考虑液滴雾化模型时不但能够捕捉燃烧室内压力振荡情况,还能够很好地得出振荡频率的分布情况。     

等离子体喷嘴在超燃燃烧室中助燃的研究

为提高超燃冲压发动机燃烧效率,参考国内外研究给出了介质阻挡放电等离子体喷嘴基本构型并设计了电弧放电等离子体喷嘴基本构型,数值模拟了电弧(ARC)和介质阻挡放电(DBD)两种等离子体喷嘴安装在火焰稳定凹腔上游时的流场燃烧过程,研究了喷注氢气时等离子体对燃烧室各组分及温度、压力等关键参数的影响。结果表明:产物中水生成量有一定程度的增加,燃烧室压力、温度也有不同程度增长,起到了助燃效果,但电弧喷嘴的助燃效果更明显。     

甲烷喷射温度对燃烧稳定性影响规律研究

对液氧/甲烷火箭发动机燃烧稳定性进行了数值仿真研究,比较分析了甲烷喷射温度对其燃烧稳定性的影响规律.结果表明：在222 K,224 K,226 K,228 K,230 K和234 K时,发动机燃烧稳定性较好.     

低雷诺数下螺旋桨翼型非定常气动性能的比较

为得到适用于平流层螺旋桨桨叶叶素的翼型,采用数值方法,通过改变气流速度和攻角,比较研究了低雷诺数下8种典型翼型的非定常气动性能.结果显示,大攻角工况下翼型容易发生流动分离现象,翼型吸力面的分离越严重,气动力的振荡幅度越大.通过比较不同攻角和不同速度下翼型的升阻比大小和气动稳定性得出,SD 8000 - PT翼型具有较高的升阻比和较稳定的气动力,适合作为螺旋桨的翼型.     

模型燃烧室内不稳定燃烧发展过程的数值分析

为了对自燃推进剂燃烧室内出现的不稳定燃烧现象进行详细分析,采用欧拉-拉格朗日方法对该燃烧室内的气液两相非稳态燃烧过程进行了数值模拟,计算得到的压力振荡幅值和频谱特性与实验结果吻合较好,在此基础上对不同燃烧阶段内的压力和释热变化规律进行了分析。结果表明:在压力振荡幅值超过10%的不稳定燃烧阶段,压力振荡主频为9 200 Hz,燃烧室内横向压力分布与1阶切向振型一致,仿真中再现了1阶切向自激高频不稳定燃烧的产生及发展过程;稳定燃烧向不稳定燃烧转变早期,压力振荡从部分燃烧释热波动中获得能量,压力振荡幅值缓慢增长;随着燃烧进行,燃烧释热波动与压力振荡之间相位和频谱特性逐渐趋于一致,压力振荡幅值开始急剧增大;当二者完全耦合时,燃烧室内压力振荡幅值达到极限饱和状态,此时压力振荡幅值超过了平均室压的200%。