飞行参数对导弹发动机羽流的影响

对导弹发动机在不同飞行条件下的羽流进行数值模拟,得到飞行参数对导弹发动机羽流的影响规律,为载机挂点设计和制定发射边界提供了相应的理论依据。计算结果表明,在相同飞行马赫数下随飞行高度的增加,导弹羽流边界随之增加：在相同飞行高度下随飞行马赫数的增加,导弹羽流边界随之减小,同时导弹羽流结构也随飞行奈件变化而有很大的不同。数值模拟与地面试验结果一致,计算具有较高的可信度。     

基于地外天体起飞的真空羽流导引技术研究方案评述

随着载人航天、深空探测的发展,探测器的地外天体发射起飞越来越多。发动机喷射的羽流所诱发的冲击振动以及反溅气流对上升级的气动力干扰,均对探测器的起飞稳定性造成不利的影响,同时也对探测器产生一定的热冲击效应。文章结合真空羽流场的流动特点和目前的研究现状,提出了基于地外天体起飞的真空羽流导引技术的研究思路、研究方法和研究路线;针对羽流导引方案,采用数值仿真和地面模拟试验相结合的方法进行了评价分析,确定了最优方案。真空羽流导引技术研究方案在某型号项目中的实施取得了良好的效果,证明了本研究思路的正确性。     

基于优化的羽流撞击消旋技术瞄准策略设计

针对自由翻滚目标卫星的消旋问题,使用化学推力器羽流撞击的方式进行消旋具有较高的可行性和安全性。当目标太阳翼法线与星本体自旋轴存在一定夹角时,需要对消旋推力器的瞄准策略进行设计,以提高控制精度和系统效率。目前国内外对于一般情况下瞄准策略的设计仍存在空白。基于参数化羽流撞击模型,对空间目标的动力学特性进行分析并给出典型工况,分析了羽流撞击力对相对位置姿态的敏感性,得到了瞄准策略设计的一般性准则,在此基础上设计了瞄准策略优化模型的完整表达。仿真计算表明,该瞄准策略适用于太阳翼法向相对期望消旋力矩方向存在一定夹角的情况,并且在保证力矩幅值较大的条件下令精度达到10°以内。该方法适用于太阳翼相对自旋轴倾斜和存在章动运动的目标卫星,从而为服务平台控制系统设计提供支持。     

霍尔推力器羽流对太阳翼的溅射影响规律

霍尔推力器羽流对太阳翼的溅射作用是影响翼板工作性能、卫星供能稳定性的重要因素。为深入研究霍尔推力器羽流在不同布置工况下对太阳翼的溅射影响规律,采用单元粒子/直接蒙特卡洛碰撞模型（PIC/DSMC）求解羽流等离子体的输运过程,其中对离子的扩散作用采用基于菲克定律的求解模型,并以Yamamura溅射模型来求解等离子体对太阳翼表面的溅射产额。为验证修正扩散模型后的算法精度,在真空舱内开展羽流诊断试验,以试验与计算结果的对比来修正扩散经验参数以及验证计算精度。试验结果表明,在扩散系数kd=126×10-36N·m4时,该模型计算误差在87%左右。在此基础上,对不同的推力器方位角、推力器与翼板距离工况,开展羽流对太阳翼的溅射产额计算。计算结果给出太阳翼表面溅射分布随方位角、距离增加的依变规律,并进行了相关透光率影响程度的讨论,可对推力器的星上布置提供参考依据。     

考虑化学反应的真空羽流的数值模拟

本文用稀薄气体流场直接模拟的方法对卫星姿态控制发动机喷管外考虑化学反应的真空羽流场进行了数值模拟，得到了与理论分析相一致的数值模拟结果。本文的研究工作对真空羽流污染研究及真空羽流的气动力，气动热效应分析具有很好的参考作用。     

霍尔效应推力器羽流的PIC/MCC模拟(英文)

采用粒子网格单元与蒙特卡洛碰撞相结合的方法,建立霍尔效应推力器羽流的二维轴对称模型.模型中电子作为流体处理且服从等熵假设,离子(Xe~+和Xe~(2+))采用粒子描述,中性原子为背景气体.自洽电势通过求解非准中性、线性化Poisson方程获得.模拟结果与实验数据相比较表明,模型能够可靠预估羽流的物理特性;粒子入射发散角为30°～40°时模拟结果与实验数据吻合较好;倒流区离子数密度可达10~(14)m~(-3),会对飞行器表面造成损害;且等离子体密度和电子温度沿轴线方向衰减很快.     

固体火箭发动机排气羽流对微波衰减的计算方法

研究了弱电离的羽流等离子体对平面正弦微波的衰减机理,应用羽流等离子体电磁场标准Maxwell方程,结合颗粒相产物充放电的Shukla方程,给出有效用于微波衰减的预估方法;编制了(Radio fre-quency attenuation calculation,简称RFAC)羽流场微波衰减计算软件;分析了羽流场各特性参数对复电导率及微波衰减常数的影响规律,并结合ThermoCalc推进剂热力学评估系统计算了两种不同推进剂配方下,喷管出口羽流场对微波制导信号的衰减,计算结果与文献中的实验结果符合较好.      

红外热像仪在喷焰羽流微波衰减测试中的应用

基于发动机喷焰羽流对微波信号衰减的机理和等离子体的电子碰撞速度和电子数与温度的关系,根据喷焰羽流的红外图像,可以将喷焰羽流分成几层。通过透镜天线和对衰减多通道同时测试的方案,可以得到喷焰羽流衰减分布,并计算微波信号不同角度穿越喷焰时的衰减。     

利用Simons模型研究卫星羽流污染

发动机羽流对卫星引起干扰力矩及沉积效应,对羽流污染分析是卫星污染分析中的重要部分。文章在分析发动机羽流流动特点的基础上,详细介绍了Simons模型,并将其用于某卫星20 N发动机羽流对其邻近壁面沉积污染的模拟。计算结果表明,羽流会对邻近壁面产生污染沉积效应,平均沉积速率1.89 10-4 kg/(s?m2)。通过此算例证明,Simons模型是一种有效的快速估算羽流污染的工程方法。     

出口宽高比及旋流角对双涵道S弯喷管温度分布的影响

采用数值方法研究了出口宽高比及旋流角对基于真实排气混合器构型的双涵道S弯喷管内/外流场温度分布的影响.结果显示:在圆转方弯曲构型的作用下,波瓣混合器及尾锥诱导产生的流向涡在第二弯通道及等直段内部卷吸着热流冲击S弯喷管壁面形成"热斑".在完全遮挡高温部件准则的约束下,随着出口宽高比的增加,S弯喷管壁面的"热斑"温度先增大...