15:1气氧/煤油变推力火箭发动机设计及试验

为了进一步提高变推力火箭发动机推力调节水平、拓宽推进剂使用范围、提升调节控制的技术能力,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,对变推力发动机的性能、针栓式喷注器的性能和机械定位双调系统的调节效果进行了研究。结果表明:气氧/煤油变推力火箭发动机在0.26～4.35MPa室压实现稳定燃烧,推力变化为57.30～864.70N,推力变化比达到15:1,最高燃烧效率达到97.14%;流量调节阀可精确调节推进剂流量,针栓式喷注器可主动控制喷注压降,达到机械定位双调系统的预期目标,展现出采用机械定位双调系统的该型变推力火箭发动机在深度变推力技术应用的优势。     

喷管内流场并行计算方法研究

建立了基于区域分解的并行计算方法,将已有的后台阶喷管内流场三维ＴＶＤＭａｃ－Ｃｏｒｍａｃｋ显式格式的串行计算程序改造成为并行程序,获得了较高的并行加速比。并行计算结果同串行结果进行了对比,证明计算是成功的。     

两种雾化模型在横向流雾化数值模拟中的应用

通过对横向气流中燃料雾化的数值模拟,分析了两种常用的雾化模型TAB(Taylor analogy breakup)模型和Reitz波不稳定性模型中的经验参数变化对模拟结果的影响,为合理使用这两种雾化模型提供了参考.对雾化过程的模拟结果与实验结果的对比分析发现:虽然TAB和Reitz波模型都能对穿透深度进行很好的预估,但从液滴分布、SMD(Sauter mean diameter)和液滴速度等具体参数的计算结果来看,TAB模型的计算结果优于Reitz波模型,更适用于相关计算,并给出了适当的TAB模型的经验参数取值.最后,用TAB模型在相同经验参数下对不同燃料喷射速度的工况进行了计算,得到了满意的结果.这种先用实验数据校准经验参数,然后用校准后的经验参数计算相关未知结果工况的方法可以应用在今后的预估计算和研究中.      

基于DES模型的超燃气动斜坡/燃气发生器方案仿真研究

采用基于剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型的分离涡(DES)方法和雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方法对超燃气动斜坡结合燃气发生器增进掺混方案进行数值仿真研究。通过对比DES仿真结果、RANS仿真结果与试验结果,发现DES仿真结果对流场内涡结构的捕捉和分辨能力强于RANS方法获得的结果。选取燃气发生器喷流形成的壁面涡流特征角为比较标准, DES仿真结果显示该角度为48°,RANS仿真结果为37°,而试验测得该角度为47°。可见DES仿真结果与试验结果更为接近,说明对于气动斜坡结合燃气发生器的超燃掺混方案,DES方法仿真结果是合理的。     

应用气动斜坡和燃气发生器的超燃燃烧室

为增强超声速燃烧过程中的燃料掺混,设计了一种被动式燃料掺混增强结构:气动斜坡/燃气发生器组合燃料喷注结构,并在直连式超燃试验台上对这种喷注结构进行了纹影、油流谱等冷试和热试试验.同时数值模拟了超声速流场中气动斜坡/燃气发生器组合结构的流动及燃烧特性.结果表明:气动斜坡/燃气发生器组合结构有助于燃料的掺混,掺混效率由单独气动斜坡喷注器情况下的60%提高到了75%;总压损失主要由壁面摩擦产生,气动斜坡和燃气发生器产生的总压损失相对较少;作为燃烧室点火器使用的燃气发生器起着点火和助燃的双重作用.      

未知干扰下具有避免碰撞机制的多智能体协同控制

研究了基于协同控制的多智能体系统编队问题,其中,智能体在运动过程中可以实现与领导者速度的一致性以及避免碰撞.在实际中,通信经常受到干扰并且往往是不准确的,因此需要考虑在速度测量中的未知干扰.本文只考虑了未知干扰项的有界性,并不用将其模型化.此外,在设计控制时,本文考虑了一种智能体间复杂的非线性交互方式.基于多智能体系统...     

当量比对单凹腔超燃燃烧室流场影响的三维数值模拟

 采用有限体积形式的上下三角分解（LU）隐式格式和k-g湍流模型,求解了多组分的N-S方程组。以北京航空航天大学宇航学院直连式超燃实验台的煤油燃烧实验为算例,开展了当量比φ＝0.32~0.97下5个工况的煤油超声速燃烧流动的三维并行数值模拟。计算结果表明：燃烧主要发生在煤油喷嘴所在的下壁面附近,流动出现亚声、超声的分层现象,高当量比工况下燃烧放热形成高的反压时,凹腔所在的燃烧室段出现激波串流动结构。计算得到的壁面压力分布曲线与实验结果符合良好。     

应用气泡雾化喷嘴的煤油超声速燃烧试验

在直联式超声速燃烧试验台上应用气泡雾化喷嘴,煤油当量比0.97和0.33分别使用氢气、空气和氮气为起泡气体进行了煤油超声速燃烧试验.在多种工况下实现了煤油的稳定燃烧.研究发现:凹槽火焰稳定器通过制造高温低速漩涡区增加煤油在燃烧室内的停留时间,并使煤油得到充分加热从而实现煤油的点火和稳定燃烧.通过气泡雾化喷嘴加入少量氢气,由于氢气进入燃烧室后迅速自燃释放热量,能够提高煤油的燃烧性能,使得煤油能够在无凹槽火焰稳定器的条件下稳定燃烧.      

月球探测器发动机羽流辐射热流计算

火箭发动机羽流的辐射的计算需要求解气体介质的辐射传递方程(RTE).计算模型中基于单线组(SLG)模型考虑气体组分的光谱特性,并采用离散传递法(DTM)求解RTE,对波长积分得到辐射热流密度.通过对圆柱高温CO₂气团辐射热流计算来验证计算程序,然后在流场计算的基础上,计算了月球探测器主发动机和姿控发动机羽流对各部位和仪器的辐射热流密度,根据对不同工况计算结果的分析为探测器的设计提供参考.      

基于径向基函数插值的气动弹性计算方法

动网格与界面数据传递方法是气动弹性计算的主要关键技术.将径向基函数（RBF,Radial Basis Function）插值引入气动弹性计算,介绍了径向基函数的概念并给出其应用于动网格及界面数据传递的基本方法.对AGARD 445.6机翼颤振问题进行了计算流体动力学（CFD,Computational Fluid Dynamics）/计算结构动力学（CSD,Computational Structure Dynamics）耦合计算,在不同的来流速度条件下得到了振动收敛、等幅谐振及振动发散的现象,临界颤振速度及颤振频率与实验数据符合良好,验证了径向基函数插值方法用于气动弹性计算的有效性.