航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究

采用差分求解N-S方程与DSMC方法相结合的方法,研究了航天器单台发动机连续工作情况下真空羽流对航天器敏感器的热效应。首先通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场,然后应用DSMC方法对喷管出口外轴对称羽流场进行计算,最后将轴对称羽流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,在并行计算机平台上进行三维羽流场和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敏感器的热效应。以两个敏感器为例,对仿真结果进行了分析和比较,并得出了相应结论。     

基于羽流效应分析的航天器发动机布局设计研究

为解决由航天器姿控发动机等带来的羽流热效应问题,文章通过仿真得到了在不同的发动机布局下航天器表面的羽流热流密度分布情况,通过增大发动机的推力线角度和安装点高度,可以使得发动机羽流核心区远离航天器表面,从而降低喷流对航天器表面的加热效应。综合考虑控制力矩及推力损失、布局包络和发动机支架设计等因素,对某航天器发动机布局进行了优化设计及羽流热防护设计。     

氢氧发动机模型真空羽流场试验和仿真研究

研制了一个用于模拟中国长征火箭二级的60 N推力氢氧发动机的缩比模型,并在北京航空航天大学真空羽流效应实验系统进行了试验。使用皮托管阵列测量了羽流压力场,结果显示当距发动机喷管出口的距离从140 mm增加到600 mm时,羽流场的最大压力从12 400 Pa降到了400 Pa。为验证CFD-DSMC混合的数值仿真方法,将试验结果与仿真结果进行了对比分析,二者一致性非常好。对比结果显示数值仿真方法在羽流效应分析方面的强大功能。研究获得了模型发动机羽流场的压力分布特性,可用于原型发动机的羽流效应分析。     

真空羽流的数值模拟及真空羽流污染的数值模拟分析研究

本文用ＤＳＭＣ方法对真空羽流场进行了数值模拟，所得数值模拟结果符合流动规律。建立了真空羽流污染的基本理论模型，并进行了真空羽流污染的数值计算与分析研究，所得结论与理论分析一致。本文的研究工作为进一步深入开展羽流污染规律研究打下了良好的基础，对工程设计具有重要的参考价值。     

轨控发动机真空流场计算

拦截弹轨控发动机在真空中的流场可为其设计提供重要的理论依据，同时其喷焰红外辐射特性也是防御上的重要研究对象。采用基于有限体积形式的LU格式离散N-S方程，通过时间推进法求解拦截弹轨控发动机喷管以及外场喷流区域在内的气相统一流场，同时考虑了各主要组分参与的化学反应，得到了轨控发动机喷管内外速度、温度、密度、组分浓度等参数的分布情况。研究表明：使用本文中的方法可以很好地计算出轨控发动机在真空中的内外流场。真空羽流膨胀迅速。     

航天器周围真空品质的计算

计算了在低轨道飞行的航天器表面附近的气体分子密度及压力分布。计算了航天器表面的放气,并得到了放气分子在表面附近的等压曲线。计算结果表明,航天器表面附近的分子密度和压力比航天器所处的环境分子密度(10~(13)/m~3)和压力(10~(-7)Pa)提高了两个数量级以上,分别达10~(16)/m~3和10~(-5)Pa。等压曲线的分布是前部较密,后部较疏。     

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。     

真空羽流试验设备的负压液氮系统设计

真空羽流试验设备用于发动机真空羽流效应试验研究,同时兼顾卫星等热真空试验,对液氮系统有特殊要求。针对低至70 K液氮温度需求,设计一种全新的负压液氮系统,即利用液氮在负压下具有比常压液氮更低的饱和温度,来获得比常压液氮系统更低的液氮温度。该负压液氮系统主要由液氮输送子系统、常压过冷器子系统、负压抽气子系统、液氮泵子系统、热沉子系统及排放子系统组成,其中常压过冷器子系统和负压抽气子系统构成\"负压过冷器\",具有常压过冷器功能,供液温度可调,可为热沉提供70~77 K液氮制冷,满足发动机羽流及卫星热真空试验需求。     

基于地外天体起飞的真空羽流导引技术研究方案评述

随着载人航天、深空探测的发展,探测器的地外天体发射起飞越来越多。发动机喷射的羽流所诱发的冲击振动以及反溅气流对上升级的气动力干扰,均对探测器的起飞稳定性造成不利的影响,同时也对探测器产生一定的热冲击效应。文章结合真空羽流场的流动特点和目前的研究现状,提出了基于地外天体起飞的真空羽流导引技术的研究思路、研究方法和研究路线;针对羽流导引方案,采用数值仿真和地面模拟试验相结合的方法进行了评价分析,确定了最优方案。真空羽流导引技术研究方案在某型号项目中的实施取得了良好的效果,证明了本研究思路的正确性。     

大推力姿控发动机推进剂控制阀流场分析

采用数值分析与试验研究相结合的方法,对姿控发动机控制阀内部流场进行分析.数值计算与试验数据相吻合,可以认为数值分析能够较真实地反映控制阀的内部流动特性.对流场参数的分析表明：来流撞击阀芯和阀口收缩节流,是控制阀内流动能量损失的两个主要环节,在结构设计中应尽量避免;另外,流道截面的连续性及流动空间的充分性也是控制阀内部结构设计需要考虑的重要环节.     

通信卫星真空热试验测试电缆集中控温方法

为解决通信卫星真空热试验中有效载荷的部分测试电缆工作温度超出正常区间导致电缆相位特性发生极大跃变的问题,文章设计了一种新型电缆控温方法,实现了测试电缆在真空低温复杂环境下的集中控温。在某新一代通信卫星真空热试验中,应用该集中控温方法后测试电缆网的温度被严格控制在40℃±5℃,单根电缆沿路径的温度差异被控制在±3℃之内,满足了星上有效载荷的时序和相位要求,提高了地面测试的准确性。     

航天器多自由度太阳电池阵关节弹性载荷分析

文章针对多自由度太阳电池阵在外界干扰力作用下产生弹性振动可能导致关节锁止电机失效的问题进行分析研究。首先建立了太阳电池阵的有限元模型,以及关节刚体载荷和弹性载荷动力学分析方法;然后以远距离操作工作模式为例,采用混合坐标法开展了太阳电池阵关节处的刚/弹载荷分析和对比。研究获取的关节弹性载荷可为关节锁止机构设计提供参考输入条件。     

星上控温策略的地面模拟与验证

为充分验证卫星在轨温度控制策略的适用性和效果,针对航天器在轨温度控制的特点及方式,提出一种在地面模拟星上控温策略的方法。该方法包含：设计开发一套适用于航天器真空热试验的星上控温模拟系统及基于比例开关控制算法的星上控温模拟软件;采用并行驱动技术实现单个控温时间片为1 s的时间控制精度,工况稳定后温度控制误差不超过±0.3 ℃。该方法已成功应用于某型号卫星真空热试验过程,系统配置灵活、操作简单、控温周期短、控温精度高,实现了星上控温策略的有效验证。     

基于混合FE-SEA方法的航天器支架车声振响应影响分析

支架车是航天器声振试验中的重要地面支撑设备,需要对其在航天器声振预示中的影响展开研究。文章基于混合FE-SEA 方法建立不同工况和不同航天器声振模型,研究了支架车对航天器结构的声振响应的影响。分析表明安装支架车后主要对系统的低阶模态的声振响应影响较大,对高阶模态的响应影响可以忽略。该结论可为复杂航天器的声振模型简化提供指导。     

采用Nomex套管的航天器随动式供电电缆百kW级热羽流冲击防护研究

针对某卫星随动式供电电缆在百kW级热羽流冲击下难以采用传统隔热型热防护产品的难题,文章提出采用Nomex套管进行热防护的设计方案。通过热分析计算选定了合适的Nomex套管产品;部件级、系统级发动机羽流试验验证结果表明,应用该方案可有效降低电缆温度,满足不超过200 ℃的防护要求,并具有50 ℃以上的设计余量,同时保证了电缆的热耗排散和运动功能。     

PWS软件应用于探月着陆器羽流效应数值模拟研究

文章使用自行开发的PWS计算软件就探月着陆器主发动机羽流对着陆缓冲机构产生的气动力和对流换热热效应问题进行了数值模拟研究。PWS软件是一个基于直接模拟蒙特卡罗方法的羽流计算通用软件,其松散的软件架构保证了各个计算模块的相对独立性,使用“与”、“或”逻辑法则的二级构造法来实现边界条件的通用性。软件的计算值与国外CUBRC实验测量值符合得很好。使用PWS软件对着陆器主发动机羽流进行数值模拟计算表明着陆缓冲机构所受的羽流气动压强最大达到2.4 Pa;缓冲机构底盘侧面的对流换热热流密度最大达到2 000 W/m2;当缓冲机构壁面温度从300 K增加到500 K时,其表面对流换热流密度值有所下降,其最大下降值不到5%。     

航天器在轨泄漏声发射信号特征分析

载人航天器的防护要求不断增强, 在轨泄漏检测的重要性日益凸现。文章阐述了航天器在轨泄漏声发射检测的基本原理, 介绍了泄漏检测系统的基本组成及性能参数。通过泄漏声发射检测实验, 利用频谱分析法和特征参数分析法对不同孔径圆形漏孔泄漏产生的声发射信号进行研究, 得到了泄漏声发射信号的频谱和特征参数。实验结果表明, 机械泵运行产生的背景噪声信号主要分布在10 kHz以下, 而气体泄漏产生的是高频声发射信号, 且漏孔越小, 信号能量越小, 高频成分所占比例越大。该研究对于航天器在轨泄漏的检测及泄漏量评估等具有实际意义。