面向降落伞高空开伞的充气式钝锥阻力体气动构型仿真研究

针对钝锥阻力体航天器降落伞高空开伞试验采用低成本小直径火箭外形包络受限问题,提出在箭体上安装柔性充气环和充气裙锥两种变构型方案,用于模拟降落伞开伞过程真实流场环境。采用三维雷诺时均N-S（Reynolds Averaged Navier-Stokes, RANS）方程方法分别对某钝锥构型返回舱、某小型火箭以及火箭尾部加装充气环和充气锥裙4种构型进行流场数值模拟,并对比各种构型的尾流流场特征。计算结果表明,箭体上加装充气环和充气裙锥都可从一定程度上改善尾流特性;相比之下,采用充气裙锥方案更接近返回舱真实尾流流场。     

气氢/液氧同轴喷注器变工况燃烧流场相似性

为研究不同室压工况下气氢/液氧燃烧流场的相似性,设计了喷注器试验件,并采用数值仿真和热试验的方法对气氢/液氧喷注器的喷雾燃烧流场进行了研究。数值仿真选取试验件的1/6进行三维稳态计算,其中湍流模型采用SST k-ω模型、化学反应采用考虑氢氧6组分9步反应机理的涡耗散概念模型、液氧液滴采用离散相模型,共进行了2.8～9.8 MPa范围内8种典型工况的数值仿真。热试验采用气氢/液氧推进剂,进行了4.5 MPa、5.4 MPa和6.8 MPa这3种不同室压工况共4次挤压热试验,采用量热式水冷身部对燃烧室壁面热流进行了测量。仿真和试验结果表明：对于气氢/液氧同轴直流喷注器,在混合比、氢氧温度和喷注速度相同的情况下,当室压大于液氧临界压力时的燃烧流场具有相似性;而室压小于液氧临界压力时的燃烧流场与大于临界压力的燃烧流场结构存在差异。     

凹腔前后缘圆弧对流场干扰的数值研究

基于两方程k-ωSST模型,对不同半径前后缘圆弧凹腔构型的超声速流场进行了二维仿真,获得了相应的流场特征参数。结果表明,与直角前后缘相比,采用圆弧构型时凹腔后壁的激波得到增强;随着圆弧半径的增加,凹腔内部的速度有所增大,而温度、涡量则呈递减趋势,从稳焰、助燃的角度看,后壁上端压力增大可以促进质量交换,同时降低回流区温度。综合考虑凹腔的稳焰和助燃作用,提出了一个适当的圆弧半径范围。     

单翼大挠性航天器全局模态动力学建模及试验

针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器,通过定义广义全局模态振型,提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形,基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程,结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比,分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况,第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz,说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率;理论模型能够比较准确地描述动态响应,端部横向位移的最大误差为2.6%;基于气浮平台构建了试验系统,理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近,说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。     

结构动力学快速再分析及模型修正

叙述了适用于大型宇航结构动力学再分析和动力学模型修正的方法。采用试验模态数据，应用灵敏度分析技术直接修正结构参数。利用矩阵摄动法计算灵敏度矩阵，用模态变换法进行结构参数修正的叠代计算，大大减少了动力学模型修正的计算量，同时又保证修正后的动力学模型具有明确的物理意义。采用最优化整体拟合法扩充测试模型，可以有效地抑制试验随机误差。计算机仿真算例和Ｈ梁应用实例证实了本文提出的方法具有良好的工程应用价值。     

喷管射流流场及噪音的数值模拟

利用大涡模拟(LES)对喷管超音速高温射流流场进行了三维非稳态数值模拟,根据流场的湍流特性确定声源,选取积分面,利用FW-H方程计算远场观测点的声强,最后与相关文献中的试验结果进行对比.结果表明,该方法得到的计算结果与试验结果较吻合,但由于网格限制,远场的高频声谱存在一定的误差.     

固体火箭发动机燃气射流流场和声场数值计算

燃气射流噪声是固体火箭发动机工作过程中的主要噪声源之一,射流流场的参数对其产生的射流噪声有重要影响。通过大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟,随后在合适的声源面中,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了燃气射流噪声声压级的空间分布。计算结果表明,随着喷管尺寸增大,超声速射流核心区变大,喷口流场波节数增加,对喷管尾流场的影响域扩大,其产生的射流噪声也增强;燃气射流噪声辐射有较强的指向性,在射流轴向30°角方向噪声声压级最大,与相关文献中的试验结果比较吻合。研究结果可为后续固体火箭发动机降噪设计提供参考。     

非结构网格高超声速MHD流场逆风格式数值模拟

应用逆风通量分裂格式在非结构混合网格上对二维高超声速理想磁流体绕钝头体的流场进行了数值模拟。控制方程为Euler方程耦合Maxwell方程的理想MHD方程,空间离散采用AUSM格式,时间推进采用显式5步Runge-Kutta格式。引用双曲型散度清除技术加强·Ｂ＝0的条件。计算模型为二维钝头体,在高超声速来流条件下,对不同磁感应强度的均匀分布磁场干扰下的流场进行了计算,得到了较满意的结果,并与有限的参考文献进行了对比。结果表明本文发展的方法可用于高超声速MHD方程的求解。     

燃气源控制气流绝热热流数值模拟

提出了一种新的求解复杂稳态全速度统一流场的方法,即先采用PISO算法计算一假想的非稳态流场用以获得一时间点上的流场参数分布,然后将这一时间点上的流场参数作为初场,用SIMPLE算法进行稳态流场的计算,进而得到较满意的收敛结果。用这种方法计算了某燃气源控制气流在假定固体壁面为绝热边界的条件下的三维热流流场,得到了流场的各参量分布情况,并与冷流的计算结果进行了比较分析。     

空间站梦天实验舱整器动力学分析和试验研究

空间站研制过程中，获取准确的航天器主要动力学特性有重要意义，整器动力学特性测试是研制过程中一项必不可少的大型试验项目。针对空间站梦天实验舱整器动力学问题，通过建立螺栓—法兰局部连接结构的有限元模型，分析接触状态下刚度随外力的变化关系，分别计算拉压特性下的刚度量级，并采用子结构综合方法，依据部件级模态测试结果得到梦天实验舱整器的动力学特性。结果表明:将螺栓法兰连接刚度等效为双线性弹簧，结合子结构综合预示方法，梦天整器动力学特性的预示具有较高精度。通过连接结构的精细化建模和子结构综合预示，只需进行舱段级模态试验，节省了研制经费、缩短了研制周期，可为空间站及其他大型航天器的研制提供指导。     

基于模糊神经网络的涡结构识别方法研究

研究气动光学传输效应产生的机理是红外成像末制导的共性基础技术之一,基于涡结构对光学传输效应进行建模是一种非常有效的方法,而涡结构的识别是其必要前提。文中提出一种新的涡结构识别方法,把折射率场经小波变换后的系数矩阵等效为具有一定纹理结构的图像,计算图像的共生矩阵及其统计量,由于涡结构模式复杂,特征量较多,设计了等价结构的模糊神经网络进行涡结构识别。与小波分解后直接提取特征量的识别方法相比,本文的方法从空、频角度更加准确全面地表征湍流涡结构模式,计算机仿真结果表明该方法优于神经网络的识别效率。     

导弹弹射发射动态燃气流场的数值模拟

为评估导弹尾流对制导发射车上雷达阵面的影响,对动态燃气流场进行了数值模拟.综合非结构网格弹性变形和网格再生,将被发射的导弹作为运动实体,根据发动机推力确定导弹在任意计算时刻的运动位移和速度,改变相应的流场计算边界,并由运动边界更新网格,进而计算导弹运动全过程中非定常流场.计算结果表明:制导发射车上雷达阵面的压力和温度分布变化较稳态计算降低,满足设计要求,为导弹发射系统的设计和优化提供了参考依据.     

液氢/液氧火箭发动机尾焰流场特性仿真研究

为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。     

某车载导弹发射系统振动特性

建立了某多联装车载导弹发射系统多体动力学模型,从理论、仿真计算、试验方面对发射系统的振动特性进行研究,分析计算了整体结构的振动模态,得到发射系统固有频率在3～20 Hz范围内,为车载导弹倾斜发射系统整体结构振动模态试验及动态响应分析提供了重要参考.试验结果与仿真结果的最大相对误差绝对值小于10%,计算结果与模态试验结果...     

导引头部件结构动态特性分析

导引头部件为螺栓装配体结构。为了准确分析装配体结构动态特性,利用弹簧、阻尼模型等效螺栓结合部对装配体结构动态特性的影响,在MSC.Patran中建立了导引头部件等效的有限元模型,用Nastran对其进行了模态分析。利用DASP系统对导引头部件进行模态试验,通过模态试验结果和有限元模态分析结果的对比,验证了有限元模型的正确性,表明等效的有限元模型能够正确表达导引头部件的动力学特性。
     

利用航天器分舱段振动试验数据获取整器响应的方法

未来大型组合体航天器振动试验可能难以在现有设备上进行,需要进行分舱考核。文章针对此问题开展了利用分舱段振动试验获取整器响应的方法研究。提出的方法为:根据不同界面下模态的映射关系,利用单舱段的振动试验数据辨识出舱段的两端固支模态;采用模态综合技术计算出整器组合体模态参数,拟合出结构的加速度响应传递函数;结合整器的加速度试验条件可以给出整器的试验响应曲线。仿真验证结果表明该方法合理可行,具有工程应用价值。     

固体火箭点火超压形成机理与影响因子研究

为研究固体火箭点火超压的形成机理和影响因子,以Ariane 5火箭固体助推器1/35缩比模型为研究对象,〖JP+1〗基于可压缩气体三维Navier-Stokes方程建立固体火箭尾焰流场的数学模型。同时,使用有限速率/涡耗散模型表征尾焰复燃反应,采用有限体积法求解火箭尾焰流场控制方程,得到箭体尾部近场的点火超压幅值与分布情况。与试验数据比较,数值结果较好的反映了点火超压的过程特性。进而,采用该数学模型和求解方法,研究了点火超压的影响因子。计算结果表明,尾焰复燃反应对点火超压的影响较小,与无复燃反应的计算结果比较,点火超压的峰值相对变化幅度不大于1.85%,点火超压的波形与分布特性的变化可以忽略;建压速率越快,点火超压峰值越大,且呈非线性比例关系增长;喷管膨胀比主要影响点火超压的波形,对其峰值影响较小。     

高超声速混合流动的粒子模拟耦合算法

通过采用基于三维非结构网格的子网格技术,对适用于高超声速混合流动的自适应时间步长粒子模拟耦合算法(Improved Hybrid Particle Simulation Method,IHPSM)进行了改进,在保证算法计算效率的同时降低数值误差。通过对三维双曲钝锥外形的数值仿真及与DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)计算结果的对比分析,证明改进的IHPSM算法具有较高的计算精度,且能较大幅度提高计算效率。基于改进的IHPSM算法,文中针对双曲钝锥外形进行了稀薄气体效应和飞行马赫数对高超声速流动影响规律的研究。结果表明,气体稀薄程度的增加会减缓双曲钝锥前端流场宏观物理量的变化梯度,使流场激波结构变厚;来流马赫数的增大会使激波明显增强,但对激波厚度与结构的影响较小。     

跨介质航行器入水流固耦合特性研究综述

本文综述了跨介质航行器入水问题的研究进展,特别关注了入水流固耦合特性、弹性体结构入水冲击以及高速入水现象。入水过程涉及复杂的流体动力学现象,包括空泡形成、冲击载荷以及与航行体动力学特性的相互作用,这些因素都对航行器的设计和性能产生重大影响。本文讨论了跨介质航行器的基本概念,其具有独特的战略应用价值。入水过程中的关键挑战包括处理巨大的冲击载荷和复杂的流体动力学特性,这要求对航行器的形状、入水速度和入水姿态进行精密控制以优化性能。针对不同形状的航行体如何影响冲击响应和空泡动态,详细介绍了通过高速摄影和传感器技术在不同条件下进行的入水试验,这些试验帮助研究学者观察并分析了入水过程中的空泡形成、流体喷射以及随后的空泡闭合等现象。随着计算技术的进步,人们开始使用仿真技术研究多相流动和航行体结构的相互作用。总之,跨介质航行器的入水研究是一个多学科交叉的研究。通过深入理解入水过程中的物理现象和力学响应,可以为未来航行器的设计和操作提供科学依据,推动海空一体化航行器技术的发展。     

运载火箭贮箱增压消能器流场数值仿真方法研究

在液体运载火箭贮箱的入口,通常采用增压消能器对贮箱增压气体进行均流、减速,使增压气体平稳、缓慢地降落在推进剂液面上。增压消能器通常由多层筛网、导流锥、扩容腔等部件组成。根据美国NASA的半人马座火箭采用的喇叭口消能器结构和参数,使用计算流体力学(CFD)方法对该种喇叭口形消能器的稳态工作过程进行了数值仿真,获得了消能器工作时的内部流场。通过与美国Lewis中心的消能器试验数据对比,发现仿真结果与试验结果吻合,验证了仿真方法的正确性。研究表明:消能器内部的一级筛网是产生能量损耗的主要来源,设置容腔及增大流通面积能有效降低气体的流动速度,多层筛网对均匀气体分布起到很好的效果。本文应用的流场仿真方法可以推广至其他类型的消能器,为增压消能器的选型、优化设计起到参考作用。