LHT-100霍尔推力器热特性模拟分析

为了对LHT-100霍尔推力器提出热设计优化措施,采用有限元仿真软件进行LHT-100霍尔推力器的稳态、瞬态及空间在轨环境模拟热分析研究,并通过热平衡试验进行了结果比对。分析及试验结果表明,处于工作状态时霍尔推力器的高温部件主要是放电腔、阳极和导磁底座,而受高温影响薄弱部件内线圈、气路组件的温度则分别达到了约401~421℃和141~381℃。热设计优化建议为,在放电腔与内线圈之间增加独立热屏结构后可以有效降低内线圈温度约80~90℃,在阳极气路组件上存在的热应力会是影响霍尔推力器可靠性的重要因素,需要在热设计中得到充分考虑。     

商用电推进的重要进展

１９９８年是电推进系统有大幅度前进的一年。４种类型计７８台电推力器发射入轨，包括６６台肼电阻加热电离式发动机，９台肼电弧加热等离子体射流推力器，２台氙离子推力器和１台氙霍尔推力器系统。摩托罗拉完成１５次铱星发射，６７颗铱星用Ｐｒｉｍｅｘ航天公司的肼电...     

月面高温下推力器可靠性试验

嫦娥五号着陆上升组合体落月后将经历月昼强红外辐射环境，由于推力器喷管导热影响，使推进剂管路与电磁阀面临高温环境，推进系统存在管路内氧化剂汽化和推力器性能下降甚至无法正常工作的问题，影响上升器月面起飞正常姿态控制。为了研究高温下推力器的工作性能，进行了高温下氟塑料阀芯与氧化剂相容性调研，提出了电磁阀和推力器可靠性增长及可靠性验证试验方法，分析了温度与电磁阀阀芯行程的关系，获取了高温环境下推力器的稳态及脉冲工作性能，在小子样条件下评估了推力器可靠性置信下限及月面起飞上升推进系统可靠度，通过月面高温排气及月面起飞上升姿态控制对研究结果进行了航天器在轨飞行验证，圆满完成了上升器月面起飞上升任务。所提出的研究方法及思路具有很好的工程适用性。     

高超声速边界层的转捩及预测

首先描述了边界层转捩的基本过程及研究内容。在此基础上,指出了高超声速边界层不同于不可压缩边界层的流动不稳定性特性,并介绍了边界层的转捩机理与感受性特征;给出了高超声速三维边界层中预测转捩的常用方法,并着重介绍了多用于工程实际的e N方法以及对e N方法的理性改进,同时列举了在高超声速三维边界层中应用e N方法实现转捩预测的多个实例。最后,分析并总结了高超声速边界层转捩预测所存在的困难及需要解决的问题。     

联合策略的数学模型及其最优化解

本文建立了联合策略的数学模型，首先给出在引进联合策略后，Ｎ人多次对策的数学模型的特殊代数表示式，其次建立了求解Ｍ方（ｒ＋１）个联合策略的数学模型。进而讨论了联合策略的最优化解。联合策略，Ｎ人多次对策，数学模型     

用四步Runge—Kutta有限体积法求解绕翼型流动的二维N—S方程

本文应用四步Ｒｕｎｇ－Ｋｕｔｔａ有限体积法求解绕翼型亚、超临界流动的完全Ｎ－Ｓ方程。微元体的应力张量梯度通过微元体周边的面积分求得。     

嵌补式网格技术在三维增升装置绕流数值模拟中的应用

基于Jameson的有限体积方法，采用多块网格技术求解Reynolds平均N－S方程组，对三维增升装置绕流进行数值模拟。提出了新颖的嵌补式多块网格技术，使得网格生成和流场计算得到了明显的简化。计算结果与实验数据吻合良好。     

微型脉冲推力器点火启动过程计算与点火药量选择

建立了微型脉冲推力器点火启动模型,模型中考虑了两相流动和颗粒对推进剂表面的冲击传热。根据数值计算结果,给出了不同产物颗粒含量下的点火药量选择参考范围。该参考范围对于产物颗粒含量小于50%的点火药是适用的;由于过多的颗粒含量将对装药表面产生强烈的热力冲蚀破坏作用,产物颗粒含量超过50%的点火药不适合微型火箭发动机。