飞船返回舱着水数值模拟研究

作为载人航天活动的最后步骤,飞船返回是否成功是载人航天任务成败的标志。基于显式积分有限元软件LS-DYNA与SPH(光滑粒子流体动力学)方法数值模拟返回舱着水冲击过程,首先建立返回舱垂直与倾斜18度两种工况的着水模型,计算处理得到返回舱着水速度、加速度、俯仰角与粒子有效应力云图等着水冲击响应参数,然后对比分析两种工况的计算结果,得出:当返回舱倾斜18度着水时,在冲击过程中返回舱加速度最大值明显减小,与垂直入水情况相比加速度减少60m/s2,返回舱运动加速度最大值受入水倾角影响较大,返回舱倾角越大,加速度最大值越小。这一结论为设计载人航天返回舱着水入水倾角方案提供参考。     

载人飞船返回舱着水冲击问题研究进展

通过归纳一般物体入水冲击问题解析法和数值法的种类和发展,对载人飞船返回舱着水冲击问题进行了应用研究;重点对国内外工程上进行的返回舱着水实验进行了整理,并根据实验舱体的复杂程度将其分为模型实验和样机实验两类,指出分别使用刚性缩比模型、弹性缩比模型和样机进行着水实验时,成本、实验周期及其结果数据丰富程度递增的特点,指出了需要注意的弹性近似准确性和样机在不同实验工况下的适应性改造问题：同时对近年来研究较多的返回舱着水冲击问题的仿真分析方法进行了总结对比,讨论了其适用于任意舱体外形、任意姿态着水问题分析以及能够获得全过程详细动力学特性的优势。     

空投雷弹入水冲击头型特性参数分析

针对目前雷弹头型的多样性和多种描述方式,从雷弹头部外型特点出发,在前人描述外型的无量纲参数基础上,重点分析了Baldwin和Waugh的特性参数的优缺点,提出一种更为合理的具有普适性的无量纲新型特性参数,可以普遍描述雷弹头型,并且根据其与入水冲击阻力系数的关系,给出尖拱体长细比与入水冲击阻力系数的关系式和新型描述参数与入水冲击阻力系数的关系式,可以方便地求出各类头型垂直入水冲击载荷的峰值,为尖拱族结构入水冲击载荷计算提供了一种便捷的方法,拓展了不同头型的结构体垂向入水冲击理论。     

火箭橇水刹车戽斗入水运动的阻力预测

火箭橇水刹车戽斗作为火箭橇高速试验的减速装置,附加质量较大,运行速度快,在利用水的冲击作用减速时,承受很大的载荷。为了确保火箭橇水刹车戽斗的安全,同时达到预期的减速效果,对火箭橇水刹车戽斗的运动情况进行数值仿真分析。借助Abaqus中的流固耦合技术,通过CEL方法对火箭橇水刹车戽斗入水运动情况进行分析,得到火箭橇水刹车戽斗在多种不同运动情况下的阻力曲线,并根据流体阻力理论计算公式,拟合出该火箭橇水戽斗入水的流体阻力计算公式。利用该公式可对该火箭橇水刹车戽斗在不同速度、不同初始水位高度下所受的阻力进行预测。     

基于光滑粒子流体动力学的波浪中航行体入水数值模拟

航行体在波浪条件下高速入水的运动响应和载荷特性是其研发设计过程中需要重点考虑的问题,为了对该问题进行精准预测,采用无网格光滑粒子流体动力学（smoothed particle hydrodynamics, SPH）方法,提出了一种新型周期性波浪边界技术,利用四元数法计算物体六自由度运动,建立了波浪条件下入水模拟的数值水池。通过对静水中方块体垂直落水和航行体倾斜入水运动轨迹和冲击载荷的模拟,对比于实验参考结果,验证了数值模型的计算精度。随后,在SPH数值波浪水池中对航行体在不同波浪相位角下的高速入水过程开展研究,结果表明航行体弹道稳定性受到波浪相位角影响显著,0°相位角入水时弹道最为稳定。该新型SPH数值水池能够实现航行体波浪中入水过程的精确预报。     

月球返回舱跳跃式再入弹道设计方法研究

不同于近地航天器返回地球,月球返回舱存在再入速度更高、大气和气动参数误差影响更大以及再入动力学耦合更强烈的特点。为缓解这些突出问题,降低月球返回舱所受到的冲击,对跳跃式再入弹道进行了研究,给出了跳跃式返回弹道的设计流程和算法,分析了不同再入角和航程约束下的弹道形态,并针对7 500 km航程可能出现的横向超调现象提出了3种解决方案。其中控制出口射面法引入了"预测-校正"思想,从根本上解决了自由飞行段可能出现的问题。数值仿真结果验证了弹道设计流程和算法的有效性。     

飞船返回舱再入俯仰动稳定吸引子数值仿真

数值模拟了类"联盟号"飞船返回舱在几个典型马赫数下的俯仰静、动态气动特性。结果表明:类"联盟号"飞船返回舱再入时随着马赫数的降低,其配平攻角将会由高超声速和超声速时的一个,在跨声速阶段演化至三个。这一气动特性将会对返回舱的俯仰动态特性产生很大影响,在较大扰动的激励下,返回舱的俯仰飞行姿态随马赫数的降低将发生鞍结点分叉形态的失稳行为,对返回舱的安全再入危害很大;随马赫数的进一步降低,飞船返回舱的俯仰运动还可能发生Hopf分叉和同宿分叉。最后,采用耦合求解非定常NS方程和俯仰运动方程,对马赫数0.8时,不同扰动情况下(不同初始攻角和俯仰角速度)飞船返回舱俯仰姿态的演化进行了数值仿真。仿真表明,该马赫数下,飞船返回舱存在两个稳定的点吸引子(即配平攻角约14°和36°)和一个不稳定鞍点(约31°),与定性理论分析一致。但仿真结果还表明,这两个稳定的点吸引子的吸引域都不大,14°吸引子的吸引域大于36°吸引子的吸引域,表明14°吸引子应该是主要的飞行姿态。基于局部稳定性理论的定性分析给出的吸引子性态是研究结点 鞍点 结点全局分叉结构的基础。     

返回舱再入过程中烧蚀影响研究

返回舱再入过程中,气动外形随着防热材料的烧蚀后退逐渐发生改变,可能对返回舱的再入性能带来不利反应。笔者前期对类联盟号返回舱在再入末段单个弹道点开展过烧蚀对配平特性的影响研究,为进一步研究烧蚀潜在的影响,通过烧蚀模型和吸热机理对类联盟号返回舱进行材料烧蚀计算,获得再入过程中4个不同时刻的烧蚀外形,它们的最大烧蚀量分别为2.3mm、7.8mm、9.8mm及12.5mm,在此基础上采用数值模拟方法对返回舱的烧蚀影响进行了研究,对初始外形和4个不同时刻的烧蚀外形分别进行气动特性的计算与分析,并与前期研究结果进行比较。结果显示:返回舱的烧蚀后退量将随着弹道的推移逐渐增大;烧蚀将使返回舱配平迎角减小(绝对值增大),配平升阻比增加,纵向压心前移,且这种影响随着烧蚀量的增加而增大;在研究范围内,配平迎角变化量与烧蚀后退量基本呈线性关系。该研究结果与文献对CEV乘员舱的研究结论在定性上是相符的,同时也验证了前期的研究结论。     

上面级-返回舱分离在线辨识技术研究与实践

对多用途飞船返回舱与上面级未正常分离而造成的落区安全问题,提出上面级与返回舱分离与否的在线辨识方案。首先介绍了在线辨识基本原理,随后给出了基于姿态控制发动机连续推力激励的在线辨识算法,最后进行了数学仿真和飞行试验。在线辨识得到的角速度增量比值(K=2.895 642)与数学仿真结果(K=2.853 954)相符,说明返回舱正常分离,表明在线辨识技术自主、可靠、有效,可为搜索返回舱以及上面级进行第四次点火提供可信依据。     

染色标志弹入水砰击数值模拟

染色标志弹在入水冲击过程中破裂并释放出染料,该过程是一个包含了多重流固耦合效应并且需要考虑耦合面失效行为的非线性瞬态动力学问题。采用MSC Dytran,研究了标志弹的入水冲击行为,建立了多个弹体冲击动力学分析模型,通过对比分析,探讨了标志弹预设凹槽个数和位置、弹体入水速度和角度等参数对标志弹冲击过程的影响规律,揭示了标志弹最小入水速度、染料释放的裂口位置及大小与入水角的非线性关系,为标志弹结构设计和试验设计提供了理论参考。     

基于CEL的某型飞机撞水数值仿真

飞机水上迫降已成为适航取证不可缺少的一部分.飞机撞水过程属于复杂的流固耦合模型,从发生在2014年震惊全球的马航MH370航班失事重大事故的背景出发,依据流固耦合理论为基础,对失事客机波音B777-20ER进行非计划的水上迫降冲击动力学分析研究.利用有限元仿真软件ABAQUS采用耦合欧拉-拉格朗日算法(CEL)模拟失事飞机在无计划情况下撞水过程.根据马航MH370官方发布的事故搜救信息和安全调查讨论,建立合理的飞机撞水有限元模型,对不同工况下进行数值模拟,着重讨论飞机偏转角和飞机翼尖压强变化趋势,验证采用CEL法研究飞机水上迫降性能的可行性,也为研究水上迫降和航空失事飞机搜救调查提供参数指导和技术参考.     

MVD对翼型冰形及气动性能影响数值模拟

结冰问题严重威胁现代飞行器的飞行安全。当前,数值模拟结冰过程是一种高效的结冰问题研究方法。本文首先对OAXXX翼型生成六面体计算网格,然后对该翼型的流场、水滴撞击、结冰过程进行了数值模拟研究,重点研究了不同的MVD(平均水滴直径)对于水滴收集效率、冰形的影响,并将不同MVD情况下结冰后的翼型气动特性和结冰前进行了对比。     

湿压缩对压气机转子失稳边界工况性能的影响

针对某型跨声速压气机转子的失速边界工况,采用数值模拟方法系统研究了不同加湿条件对其性能的影响。获得了水滴粒径、速度、温度和喷水量与转子进气流量、压比、效率、比压缩功等性能参数之间的关系曲线。结果表明:在失速边界上对跨声速压气机进气加湿,可以增加空气流量,提高总压比和效率,降低比压缩功。通过对流场的分析,发现进气加湿后,向低能区注入了高动量的水滴颗粒,削弱叶顶阻塞团,将主流与泄漏流交界面和激波位置向下游推进,减小激波强度,降低叶顶载荷,增大主流区载荷,改善了叶顶流场。提出了以水滴的面积流量定量评价不同进气加湿条件对叶顶流场的作用效果。      

基于MATLAB的数据驱动模型仿真方法研究

数据驱动模型的设计可以利用虚拟模型作为开发过程的核心,从而改进设计复杂系统的方式。使用 MATLAB中Simulink进行基于模型的设计,可以缩短开发周期。文中基于Simulink研究了数据驱动下的互耦机械容器液位控制系统,在不同PID整定下的性能指标,根据仿真结果成功指导了系统设计。文中首先介绍了互耦机械容器模型,基于给定的数据集进行传递函数建模,并验证了模型的准确程度。然后对传递函数模型进行了频域分析,并利用几种不同的 PID 整定方法进行参数整定,通过仿真方法比较了这些方法的性能,最后得出了一种有效系统设计方案,验证了数据驱动模型仿真方法在开发过程中的有效性。     

封闭水域内固体火箭发动机尾流结构数值研究

为了研究固体火箭发动机在封闭水域中工作时尾流场特性参数变化规律,建立三维空间模型,忽略重浮力等体积力及燃气与水之间的换热传质,采用Realizable k-ε湍流模型与VOF(Volume of fluid)多相流模型,针对试验水箱内固体发动机在不同水深条件下的工作过程进行数值模拟,获得尾流流场燃气射流形貌,以及水箱壁...     

基于AMESim的液氮供给系统液击仿真

基于系统级仿真平台AMESim,建立了大型低温风洞(CWT)液氮供给系统(LNSS)的动态仿真模型.实验对比结果显示,仿真结果的平均误差在6.8％以内,验证了模型的准确性,并进一步对比开展了喷嘴瞬时全关和喷嘴有序关闭两种典型工况下的液击分析.结果表明液击模型能够较好地反映管路系统中的液击过程.喷嘴瞬时全关工况下,液击峰...     

高速子弹穿透充液油箱的数值模拟

高速子弹击穿充液油箱产生水锤效应,造成油箱全面且灾难性的破坏,因而对子弹穿透油箱的过程进行模拟分析具有重要价值。使用ANSYS/LS-DYNA有限元软件,模拟900 m/s的子弹穿透装有60%水的4340钢制油箱以及空油箱的过程,模拟再现了水锤的产生过程,得到了不同时刻的物理图像和各种瞬变现象,确定了水锤效应的成因以及对油箱的破坏方式。研究表明,油箱中水压峰值出现在子弹入射板内侧,油箱底板和子弹出射板变形更严重。     

热水火箭发动机喷管性能的影响因素

为了更好地了解影响热水火箭发动机喷管性能的因素,分别对不同参数条件下喷管内流场进行数值模拟.重点研究不同初始条件如不同初始压力、初始气体体积分数及过冷度和不同喷管结构如不同扩张比、收敛半角及扩张半角对推力的影响规律,计算结果表明:初始压力越大,推力越大;随着初始气体体积分数增大,推力会有一个先增大后减小的过程;热水火箭发动机内部初始温度越接近于饱和温度,推力越大;随着扩张比的增加,推力会有一个先增大后减小的过程;收敛半角对推力影响不大;扩张半角越大,推力越小.      

民用飞机水系统管路流动的数值模拟

水系统是民用客机中不可缺少的重要系统。在水系统的设计过程中,管路的设计占据着非常关键的位置,而对管路流动性能的数值模拟能够很好地指导管路的设计与优化。选取民用客机水系统中的加水管路作为研究对象,采用FLOWMASTER管网系统和CFD两种方法对加水管路在不同压差、不同壁面粗糙度条件下进行数值模拟,并对两种方法的计算结果进行比较分析。结果表明:FLOWMASTER管网系统能够快速、准确和可靠地获得流量等管路主要性能;而CFD方法则能够提供管路流动的流场细节信息。在水系统管路的设计过程中,应当充分利用这两种方法,发挥其各自优势,更好地完成水系统管路设计。