基于地外天体起飞的真空羽流导流技术仿真与试验研究

针对着航天器发动机羽流导流问题,基于工程经验提出了四种典型导流装置型面(包含内凹槽形式和导流锥形式等),利用计算流体动力学/直接模拟蒙特卡罗(CFD/DSMC)耦合方法,对起飞过程中羽流导流带来的气动力和气动热效应进行了数值模拟,并对不同导流装置情况下羽流场激波、航天器表面压强和热流密度分布规律进行了分析,给出了四种导流装置的导流效果评价。最后以导流锥形式开展试验,对仿真算法进行了验证。结果表明：羽流导流并没有导致发动机燃烧不稳定;综合考虑航天器羽流和发动机安全性,大导流锥导流的方案最优;在导流锥附近的激波位置及形态和仿真一致,仿真与试验的变化趋势一致,仿真算法可信,数据规律可以作为工程参考。     

月面高温下推力器可靠性试验

嫦娥五号着陆上升组合体落月后将经历月昼强红外辐射环境，由于推力器喷管导热影响，使推进剂管路与电磁阀面临高温环境，推进系统存在管路内氧化剂汽化和推力器性能下降甚至无法正常工作的问题，影响上升器月面起飞正常姿态控制。为了研究高温下推力器的工作性能，进行了高温下氟塑料阀芯与氧化剂相容性调研，提出了电磁阀和推力器可靠性增长及可靠性验证试验方法，分析了温度与电磁阀阀芯行程的关系，获取了高温环境下推力器的稳态及脉冲工作性能，在小子样条件下评估了推力器可靠性置信下限及月面起飞上升推进系统可靠度，通过月面高温排气及月面起飞上升姿态控制对研究结果进行了航天器在轨飞行验证，圆满完成了上升器月面起飞上升任务。所提出的研究方法及思路具有很好的工程适用性。     

一种双组元推进系统极性测试方法及应用

针对航天器推进系统极性测试方法不完善的问题,通过对推进系统极性测试需求的分析,提出了推进系统极性测试确认方法,进而设计了一种双组元推进极性测试系统,并通过地面工艺试验,确定了测试关键参数及采集工装的有效性。该方法已成功应用于航天器测试任务,充分验证了推进极性测试方法及测试系统的正确性、有效性。     

在轨释放、分离载荷动力学仿真研究

某些航天器需要在飞行过程中释放、分离载荷,由此涉及的动力学问题,关系到航天器平台与载荷的控制。文章主要对此类航天器的多体动力学问题进行研究,基于机械系统动力学仿真分析（ADAMS）软件平台建立了包括航天器平台、载荷和两类分离机构等在内的仿真模型,通过对三种在轨释放、分离载荷方案的分离过程动力学仿真结果对比分析以及参数化仿真分析,为载荷释放、分离方案设计提供参考。     

月球无人采样返回任务概念设想

分析了无人月球采样任务,包括采样及封装方式分析,飞行过程选择与轨道初步方案,月面软着陆方式选择,月球轨道交会对接的需求,月面起飞上升的要点,地球大气高速再入返回器的外形选择等。在此基础上提出了三种不同的无人月球采样返回任务概念设想,并对其进行了简要比较和分析。     

地外天体起飞羽流导流气动力效应仿真

探测器自地外天体采样返回过程中,发动机羽流作用于起飞平台后返流至起飞器表面,产生气动力效应及干扰力矩。针对圆锥形羽流导流结构,利用计算流体力学/直接模拟蒙特卡罗（CFD/DSMC）耦合方法,对起飞器距离起飞平台200~700 mm,偏转角度0°~5°范围内的羽流导流气动力效应进行了仿真计算。计算结果表明,随着上升距离增加和偏转角度增大,起飞器受到的力矩出现了反向增加现象,严重影响起飞稳定。研究发现,上述现象产生的主要原因为偏转角度增加时,起飞器距离起飞平台较远一侧的羽流与起飞平台作用点由圆锥导流结构逐渐偏移至平面位置,导致羽流作用于起飞平台后的流动方向由贴近起飞平台向侧面流动急剧转变为反弹至起飞器底面方向流动,从而使远离起飞平台的一侧所受力矩高于靠近起飞平台一侧,产生反向力矩。