三维烧蚀内部热响应数值计算研究

对热解型碳化复合材料三维烧蚀内部热响应数值计算关键技术进行了研究。采用碳化层—热解面—原始材料层模型,将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过有限元法建立移动边界条件下温度场求解方程组,采用Gauss Seidel迭代法计算热解气体质量流量和温度场。同时,研究和分析了三维烧蚀移动边界处理方法以及动网格生成方法。由于每个时间步都需要网格重划,烧蚀热防护数值计算对存储效率和计算效率要求较高,本文研究了内部热响应计算中影响存储效率和计算效率的主要因素,并提出了相应的压缩存储方案和求解方案。计算结果表明,移动边界处理方法准确合理;存储方案的存储效率较高;保持刚度矩阵和形函数矩阵正定对称性可以加快温度场计算的收敛速度。     

航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护数值仿真研究

对航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护进行了全过程数值仿真研究.采用修正Lees驻点热流密度方法和参考焓方法计算再入热流密度.采用JANAF模型计算烧蚀率.利用有限元法计算钝锥体再入航天器烧蚀层在移动边界条件下的轴对称温度场.采用碳化层-热解面-原始材料的轴对称碳化烧蚀模型;推导了热解气体流量计算方法.针对再入飞行大热流密度条件下,用有限元方法求解瞬态温度场时会产生的时间和空间上解的振荡问题.通过分析温度振荡现象产生的原因,采用集中热容矩阵向后差分方法解决振荡问题.计算结果表明,在时间步长选择合适的情况下,求解集中热容矩阵能够很好地解决数值振荡问题,同时烧蚀率和温度场计算比较准确.     

基于热解动力学的绝热材料烧蚀研究

针对绝热材料的烧蚀热响应进行了研究。采用热解动力学模型计算材料热解,同时计算热解气体的一维流动。采用基于化学动力学控制及扩散控制的烧蚀模型计算材料表面的烧蚀。计算模型中采用有限体积法对能量方程进行离散计算,采用SIMPLE算法对热解气体的流动模型进行计算。计算结果表明,绝热材料内部的孔隙率呈梯度分布,材料的热解率是空间和时间的函数,烧蚀过程中部分材料处于原始材料状态。     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀分析

提出了一种固体发动机内绝热层的化学烧蚀模型。模型考虑了发生在绝热层烧蚀表面的五种化学反应。绝热展在烧蚀过程中按材料物性变化情况分为碳化层、原始材料层,中间假设为一热解面。在内绝热层烧蚀模型中建立了内绝热层表面烧蚀过程的能量和质量的平衡关系,并运用动边界热传导差分求解出绝热层内部的温度场。用该模型对一种固体发动机内绝热层的烧蚀进行了计算,其结果与发动机试验解剖测量值基本相符。     

固体火箭发动机后效推力计算

为提高导弹的精度,对固体火箭发动机后效推力进行了理论分析和计算。首先用一维两层模型计算绝热层内部温度场,建立了绝热层表面能量和质量守恒方程,得到后效段绝热层各时刻的热解气体质量和烧蚀质量,再采用经典流体力学理论对后效段发动机内弹道进行了一维计算,而后计算发动机的后效推力。计算结果表明,发动机工作结束后的后效推力迅速减小。     

喷管内衬碳／酚醛的烧蚀模型

本文根据气动热化学烧蚀机理建立了固体火箭喷管内衬碳/酚醛的炭化烧蚀模型,并进行了扩张段的烧蚀率和温度分布预示计算.碳/酚醛受热时形成炭化层、热解层和基体层,主流和热解气体中具有氧化性的组分在表面与碳发生异相反应,材料的消耗带走了大量的热,有效地保护了基体.采用化学动力学控制的三方程模型、建立了化学反应质量计算方程;采用多层复合结构的瞬态导热方程和坐标变换的方法处理烧蚀移动边界,温度场计算方程;由壁面上的能量守恒关系,取得了烧蚀和温度场的耦合.通过计算,获得了烧蚀率、壁温随时间和沿喷管扩张段长度的变化,以及喷管扩张段材料内部的温度分布.导热方程用隐式格式求解,大大节省了计算机时.     

基于热解过程的变热物性碳/酚醛能量扩散数值研究

为了研究碳/酚醛材料内部能量传递以及体积烧蚀过程,基于热解动力学模型,提出了碳/酚醛复合材料热物性随温度和时间的变化模型。通过热解过程中材料本身不断发生变化的密度来反推酚醛树脂、炭纤维、树脂碳以及材料孔隙的体积比,以此来推断材料的瞬态物性参数。在该前提下,常用的碳/酚醛三层模型中的分层结构可在程序内部通过对密度的判定来获取,实现了传热烧蚀的耦合计算。研究结果表明,在受热初期,热解层厚度及材料质量损失速率迅速增高;随着时间的推进,能量逐渐向材料内部进入,并在进入过程中同样由于热解吸热、气体逸出以及对外界热辐射在逐渐衰减,使得能量渗透速度减缓;仿真结果与氮气氛围下的激光烧蚀试验结果吻合较好。     

H2O2固液混合发动机燃烧流动计算分析

建立了H2O2固液混合发动机催化分解、PE燃料热解和热解气体与氧化剂分解气体扩散燃烧的综合模型，根据发动机实际工部采用可压SIMPLE方法计算了发动机二维燃烧室内流场，对燃烧室流场的计算结果与燃烧室热力计算结果进行了对比，证明内流场的计算结果符合实际情况，根据燃烧室内流场计算结果，分析了固液混合发动机试验中出现的氧化剂入口附近燃料表面燃烧局部强化的现象。     

硅基材料烧蚀模型研究

对冲压发动机燃烧室所使用的硅基热防护材料，用以往的单纯因二氧化硅液态层被气动吹除减薄的模型进行烧蚀计算，计算结果和实际偏差很大。我们根据硅基热防护材料的实际特性，在原有的液态层模型的基础上，考虑了夹杂碳化层对熔融态硅基的补强作用，提出了既有液态层吹除也有化学反应烧蚀的新模型，即考虑了热解、熔融和碳化、气动吹除结合化学反应烧蚀的多因素过程。并根据硅基热防护材料的烧蚀特点，根据发动机模型的试验结果，初步总结出了液态层粘附力的经验公式。从物理概念上分析可以看出该模型基本符合实际情况；从多种工况计算结果可看出，新模型和经验公式是比较合理的。     

空间相机外遮光罩的非稳态温度场计算

外遮光罩的非稳态温度场,对空间相机的第一光学表面—光学窗口产生直接影响,进而影响空间相机的分辨率和成象质量。本文采用Monte—Carlo法和Brain ADI法,通过热模型的建立、空间外热流计算和合成、角系数的求解、离散热平衡方程的建立、交替方向隐式求解(Brain ADI)等步骤,对空间相机外遮光罩的非稳态温度场进行了计算,自编的通用程序软件,可以计算任一轨道位置、任一时间的外遮光罩的非稳态温度场。本文采用的理论、方法和程序,对于空间外露物体的热计算,具有一定的通用性。     

航天器发动机羽流对太阳电池板力及热效应仿真

文章将差分求解N-S方程与DSMC方法相结合,研究了航天器单台发动机连续工作时的真空羽流对航天器太阳电池板的力效应和热效应。通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场;再以内流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,应用DSMC方法,在并行计算机平台上进行三维羽流场和力及热效应计算,得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对太阳电池板的力效应和热效应。文章以太阳电池板处于斜45°状态为例,对仿真结果进行了分析。     

Hydrodynamic Approach to Modeling the Thermal Plasma Distribution around a Moving Charged Satellite

The electric field distribution around a charged satellite in a rarefied magnetospheric plasma influences greatly the densities and trajectories of particles measured by onboard instruments. The simulation of macroparameters of thermal plasma near the moving charged satellite, which is necessary for correction of experimental measurements, encounters considerable computational difficulties. In this work, two three-dimensional models of the electric field distribution around the satellite are considered under the conditions when the Debye length is comparable to the geometrical size of the spacecraft. In the first model a system of hydrodynamic equations of continuity and motion was used, which was solved jointly with the Poisson equation. In the second model the hydrodynamic equation of motion was used for analyzing the motion of large particles by means of the method of particles in a cell. The numerical algorithms and the results of calculations of the potential near the satellite, as well as the distributions of densities of electrons and ions and of volume charge, are considered. The results of test calculations for some situations in the ambient plasma are presented, and the influence of the spatial electric field distribution on the thermal plasma measurements is considered.     

气动加热与热响应耦合分析及试验研究

文章介绍了Ma（马赫数）＜6的飞行器典型部位的气动加热与热响应耦合分析及试验验证技术。气动加热计算模块采用的是工程算法,同时将其集成到自主开发的结构有限元三维温度场计算ASTSA软件平台上,实现了气动加热与热响应耦合分析功能。在结构地面热试验方面,成功研发了全方程热流密度PLC控制热模拟试验系统,并利用该系统进行了高速飞行器结构气动加热与热响应耦合地面模拟试验。试验与数值分析的结果对比显示,二者吻合较好,验证了本数值分析方法的正确性。     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹快速、高精度优化

针对高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题，提出一种基于稀疏差分法和网格细化技术的快速、高精度求解方法。该方法应用局部配点法将再入轨迹优化问题转化为非线性规划(NLP)问题，从两方面提高轨迹优化的效率和精度。一方面，引入一种高效的稀疏差分法计算NLP的一阶偏导数，提高NLP的求解效率；另一方面，提出一种基于新型广义二分网格的网格细化算法调整离散节点的数量和分布，使得方法能够采用较少的节点数目取得较高的优化精度，从而减小NLP的规模和计算量。应用该方法求解了高超声速滑翔再入轨迹优化问题，仿真结果表明所述方法能够快速生成一条严格满足各种约束的最优三维再入轨迹。在此基础上，研究了滑翔飞行器的再入落点区范围，进一步检验了该方法的有效性。     

树脂基防隔热复合材料高温响应分析方法研究进展

针对树脂基防隔热复合材料高温条件下复杂的热/力/化学的多场耦合问题，从高温性能预报模型、高温响应求解方法和高温试验测试三方面进行了论述。详细介绍了研究树脂基防隔热复合材料高温响应相关的热解动力学模型、材料高温热物性及力学性能演化表征方法、材料高温响应模型的求解方法以及表征材料高温响应的多种高温试验测试手段。对上述研究方法的发展进行了评述，并对未来发展趋势进行了展望。本文有助于相关研究人员认识和发展树脂基复合材料在高温下的热力响应分析方法，也可供工程技术人员对这类材料的防隔热性能和高温承载性能进行研究。     

飞行器结构部件导热/辐射耦合传热特性预测方法

采用数值方法求解气动热环境,基于蒙特卡罗方法求解内部空腔辐射换热及有限元方法求解三维导热,建立了沿弹道求解导热/辐射耦合的热响应预测方法,计算并获得了沿给定飞行弹道条件下的考虑内部辐射和不考虑内部辐射时的某高超声速飞行器结构部件的热响应特性。研究表明,所发展的耦合计算方法具有较高的精度和较好的工程适用性;考虑内部辐射时,结构部件局部最高温度明显低于不考虑辐射时,最高相差400K以上,且温度分布趋于均匀,温度梯度减小。相关研究对高超声速飞行器防热结构设计与优化具有重要参考意义。     

城市环境下北斗B-CNAV1电文RS-LDPC 级联编码方法

针对城市环境下卫星导航系统用户接收终端对电文编译码算法的低复杂度和抗衰落性能需求，以北斗导航系统B-CNAV1电文为改进对象提出了一种外码采用RS码、内码采用二进制LDPC码的电文级联编码方法。通过RS码提高电文对抗突发错误的能力，同时利用二进制LDPC码保证电文对抗随机错误的能力。采用LMS信道对城市接收环境建模，仿真结果验证了本文提出的RS-LDPC级联码与B-CNAV1电文64进制LDPC码具有相近的性能，同时大幅降低了算法复杂度，较好地实现了电文纠错性能和实现复杂度的平衡，提供了一种适用于城市环境的高性能、低复杂度电文编码方法。     

Thermocapillary simulation of single bubble dynamics in zero gravity

The lack of significant buoyancy effects in zero gravity conditions poses an issue with fluid transfer in a stagnant liquid. In this paper bubble movement in a stagnant liquid is analysed and presented numerically using a computational fluid dynamics (CFD) approach. The governing continuum conservation equations for two phase flow are solved using the commercial software package Ansys-Fluent v.13 and the Volume of Fluid (VOF) method is used to track the liquid/gas interface in 2D and 3D domains. The simulation results are in reasonable agreement with the earlier experimental observations, the VOF algorithm is found to be a valuable tool for studying the phenomena of gas–liquid interaction. The flow is driven via Marangoni influence induced by the temperature difference which in turn drives the bubble from the cold to the hot region. A range of thermal Reynolds (Re_T) and Marangoni numbers (Ma_T) are selected for the numerical simulations, specifically Re_T=13–658 and Ma_T=214–10,721 respectively. The results indicate that the inherent velocity of bubbles decreases with an increase of the Marangoni number, a result that is line with the results of previous space experiments (Kang et al., 2008) [1]. An expression for predicting the scaled velocity of bubble has been derived based on the data obtained in the present numerical study. Some three-dimensional simulations are also performed to compare and examine the results with two-dimensional simulations.     

空间低温杜瓦瓶凯夫拉支撑结构多约束优化设计

采用新型凯夫拉纤维作为某空间用小型低温杜瓦瓶的支撑材料，在验证其力学性能的基础上，设计了杜瓦瓶的支撑结构，建立了一种新的热力学耦合优化模型，给出支撑结构固有频率、热应力及发射环境下的约束条件，通过一种“离散点加密”新约束优化法计算出了支撑结构满足约束条件范围内的要求的最优设计参数。