基于正交试验法的FEEP聚焦电极阵列设计策略

为消除场致发射电推力器（Field emission electric propulsion,FEEP）羽流发散角度过大给推进器寿命和可靠性带来的不利影响,研究了聚焦电极阵列空间位置对羽流聚焦效果的影响,并通过正交试验法给出了最优电极分布。通过数值仿真对FEEP的离子运动过程建模,采用正交试验方法电极阵列进行研究,关注其在不同空间位置下的聚焦效果,得到了离子出射半角分布和推力大小。结果表明,聚焦极的位置决定了羽流的聚焦效果,其次是提取极和加速极;聚焦极径向距离发射极1600μm,且提取极径向和轴向坐标为（800μm,500μm）时能得到最优的聚焦效果。本文验证了正交试验方法在聚焦电极阵列设计上的可行性,同时还为聚焦电极阵列设计提供了有效的分析方法和设计策略。     

电弧加热发动机温度和速度的测量

本文着重介绍光谱辐射法、激光诱导荧光法、静电探针法等接触式和非接触式测量技术在电弧加热发动机 (Arcjet)参数测量中的应用。讨论了电子温度、重粒子温度、羽流速度等参数的测量 ,并对一些结果进行了分析与论证 ,指出非热力学平衡态下不同的测量技术测量的是不同的温度指标。从测量技术的发展来看 ,激光测量技术将成为参数测量的主导技术。     

卫星姿控发动机喷管羽流撞击效应试验

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。     

用FVM法计算固体火箭羽流的红外特性

建立了有限体积法(FVM)的理论模型模拟固体火箭羽流的红外特性,研究了燃气组分H2O,CO2,CO,HCL,OH,NO的吸收和发射,以及AL2O3粒子云的吸收、发射和散射,还研究了两相流场中气相和粒子云温度不均匀时对辐射传输方程的修正。计算一单喷管固体火箭的二维轴对称羽流在光谱2~5μm的红外特性,给出羽流辐射的空间分布和光谱分布并与文献计算的结果对比。研究表明:有限体积法能较好地模拟固体火箭羽流的红外特性;粒子辐射占固体火箭羽流红外辐射的主要部分;在光谱2~4μm粒子辐射使羽流辐射增强,而在光谱4~5μm粒子辐射使羽流辐射减弱。     

卫星推力器布局方式对高空羽流撞击效应的影响研究

通过对高空羽流流场及其撞击效应进行一体化DSMC仿真,得到了三维羽流场中物理量的分布以及羽流撞击干扰物产生的撞击力、力矩、热流量和质量流量。通过改变推力器与干扰物的相对位置研究了推力器布局方式对羽流撞击效应的影响。     

高空羽流撞击效应试验研究

试验研究了低密度环境下小发动机喷管高空羽流对平板模型的撞击效应。试验在高超声速低密度风洞中进行,试验气体选为氮气。对3个不同几何形状的小发动机喷管的共40个试验状态进行了测量,测出了平板模型上的表面压力分布,并对试验结果进行了初步分析。文章为研究数值模拟高空羽流撞击效应提供了试验证据。     

多机并联火箭羽流流场及其底部热环境分析

For the problem that the plume flow field structure of a multi engine parallel rocket is complicated and the bottom thermal environment is extremely harsh, which may cause the failure of the engine structural components, the plume flow field and thermal environment at different altitudes are studied through numerical simulation. The result is compared with the measured results in flight which shows that when the rocket is flying at a low altitude, the plume of the engines do not interfere with each other. As the flight altitude increases, the plumes gradually expand and begin to interfere with each other, and finally there is an obvious backflow at the bottom of the rocket. The maximum heat flux at the moment of take off is basically the same as the measured value in flight. Before the backflow occurs, the heat flux mainly consists of radiant heat, the convective heat flow increases as the flight altitude grows, but it is also much smaller than the peak heat flow at takeoff. The result has certain guiding significance for the optimal design of engine structure thermal protection.     

涉及HO_2的中间反应对火箭羽流后燃流场数值模拟的影响

针对火箭羽流的后燃现象,建立了考虑涉及中间产物HO2的基元反应的反应机理,并通过CFD方法应用此反应机理,对一个轴对称喷管模型在4个不同的飞行高度下进行数值模拟。同时,在相同的条件下,分别计算并获得了采用典型的不含HO2的反应机理的后燃流场,以及采用建立在化学平衡假设基础上的反应机理的后燃流场。通过对比发现,化学平衡的假设不适合后燃流场的计算;利用包含HO2的反应机理会得到较高的羽流温度,温度差别最大可达100K,CO和CO2质量分数分布结果与其他反应机理近似,在O和OH质量分数分布上与不考虑HO2的反应机理差别很大,尤其是O的质量分数,在5~35km的飞行高度内,仅为后者的10%~73%;从而综合证明了在计算羽流后燃流场时考虑HO2是有必要的。     

微阴极电弧推力器羽流探针诊断研究

微阴极电弧推力器（micro-cathode arc thruster,μCAT）具备功率低和结构简单的特点,能够满足微纳卫星的任务需求,具有良好的发展前景。μCAT羽流的诊断可以揭示推力器的加速机理,对提高其性能具有重要意义。利用朗缪尔三探针对μCAT羽流进行诊断,得到了μCAT羽流不同位置的电子温度、电子密度和离子速度等羽流特性,研究了外加磁场、充电时间和阴极材料对羽流特性的影响。研究结果表明,μCAT放电初期产生的等离子体电子温度较高,密度较大;随着等离子体向下游运动,电子温度和电子密度降低,离子速度增大;外加磁场的磁感应强度越强,电子温度和离子速度越高,电子密度有所降低;磁场位置适当向推力器下游平移,能够有效提高推力器中轴线的电子密度;μCAT充电时间越长,电子温度、电子密度和离子速度越大;相比于CuW和AgW阴极,Ti阴极羽流的电子温度更高,电子密度更低。     

羽流中固体颗粒在真空环境下分布的数值仿真

通过对气?固两相间动量和能量相互作用解耦处理,建立了一种适于模拟真空环境气固两相混合物羽流的DSMC双向耦合算法与固体颗粒空间输运变化特性的TPMC计算技术。仿真了固体火箭发动机两相羽流流场和固体颗粒在远离发动机喷口数十公里空间扩散运动分布特性,通过将计算结果与典型文献结果及理论分析比较确认,证实本文方法的准确可靠性。结果表明,固体颗粒对气相的扩散有一定的阻滞作用;仅在离发动机喷口一定距离,气相对固体颗粒有较大影响,致颗粒温度下降、速度增加;颗粒温度随发动机喷口距离增大而减小,一直要在远离喷口上百公里颗粒温度才随轴向位置趋于平衡,且不同尺寸的颗粒温度差别较大,对指导外层空间高真空环境气固两相羽流传输影响工程研制具有重要意义。