用Langmuir探针诊断MPT羽流

为了探索微波等离子推力器(MPT)羽流的特性,建立了一套Langmuir探针诊断系统并对MPT的羽流进行了诊断,得出了MPT喷管羽流的电子温度和电子数密度等重要特性参数。实验结果表明,所测参数反映了等离子体的特性。与理论计算结果基本相符,并且诊断手段简单易行,为MPT羽流诊断提供了一种实验手段。     

离子推力器羽流热效应仿真分析

离子推力器工作时向外喷出的羽流与航天器表面碰撞,会引起敏感材料热变形等热效应,严重时会导致航天任务失败。针对兰州空间技术物理研究所研制的LIPS-200型离子推力器羽流热效应进行了仿真分析。仿真中,使用粒子网格（PIC）方法处理等离子体运动,使用直接模拟蒙特卡罗（DSMC）方法处理粒子间碰撞,使用Maxwell模型处理粒子与壁面的能量交换,对电推进羽流热效应测量中的部分测点进行了数值模拟。结果表明,仿真结果与实验数据符合较好,离子推力器出口轴线上滞止热流仿真值与实验测量值误差小于17.0%。此外,热流计对流场的影响主要集中在热流计附近0.1 m范围内,对整体流场影响较小。      

离子火箭发动机羽流特性分析

分析了离子火箭发动机羽流组成和各种粒子的产生机理,建立了束离子、中性推进剂原子、交换电荷离子的物理模型,并以20cm氙离子火箭发动机为例计算了羽流中各种粒子的空间分布。通过对羽流组分分布特性的分析,提出了羽流污染防护的有效措施和方法。     

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。     

Research on vacuum plume and its effects

In vacuum environment, the exhaust flow of attitude control thrusters would expand freely and produce the plume, which possibly causes undesirable contamination, aerodynamic force and heating effects to the spacecraft. Plume work station (PWS) is developed by Beihang University (BUAA) for numerically simulating the vacuum plume and its effects. An approach which combines the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method and difference solution of Navier-Stokes (N-S) equations is applied. The internal flows in nozzles are simulated by solving the NS equations. The flow parameters at nozzle exit are used as the inlet boundary condition for the DSMC calculation. Experimental studies are carried out in a supersonic low density wind tunnel which could simulate the 60-80 km altitude environment to investigate the plume and its effects. To demonstrate the capability of PWS, numerical simulations are performed for the vacuum plume of several typical attitude control thrusters. The research results are of great help for the engineering design.     

喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验

为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。      

横流注入形式对发动机尾喷流红外辐射特性影响的数值研究

针对轴对称收敛喷管,在其出口设计了横向射流装置,在保持横流总流量相同且进口总温为840K的情况下,数值模拟研究了横流不同注入形式对发动机尾喷流红外辐射的抑制效果.横流的注入能够增强尾喷流与外界气流的掺混,减小高温区长度.结果表明:周向4股注入时的掺混效果要明显弱于横流单股、双股相对注入,故其红外抑制效果也较差;在侧方探测面上,方位角大于20°时,横流单股注入与双股相对注入时的抑制效果非常接近,但后者效果稍好,其最大降幅达到71.6%;在下方探测面,两者的辐射强度均要比其在侧方探测面时大,且双股相对注入时的辐射强度与周向4股注入形式相当;在上方探测面上,相对于其他注入形式,横流单股注入时的辐射强度相对较小,最大降幅达到78.4%.      

球面收敛二元喷管出口三角形锯齿对气动和红外特性的影响

通过数值计算研究,分析了喷管出口锯齿修型对涡扇发动机排气系统球面收敛二元喷管气动及红外特性的影响.结果表明:相对于基准喷管,喷口锯齿修型均造成排气系统推力系数和总压恢复系数的下降,且齿底角越大,推力系数的损失越大.比较而言,内缩型锯齿修型方式对排气系统气动性能的影响最小,但导致排气喷流和总体红外辐射强度在±15°探测角附近的较大增强;外伸型锯齿修型对排气系统气动性能的影响最大;30°齿底角的等面型锯齿修型综合性能较优,对推力系数和总压恢复系数的影响微弱,同时在-30°~0°,0°~30°的探测视角内体现出一定的红外辐射抑制作用.      

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。     

离子发动机羽流二维轴对称数值模型与验证

为了解离子发动机羽流特别是交换电荷离子(CEX,Charge-Exchange)的分布和流动特性,建立了离子发动机羽流的物理模型,采用粒子网格(PCI,Particle in Cell)方法对2种型号的离子发动机羽流场进行数值模拟计算,与其地面实验数据进行对比分析.结果表明:在CEX离子密度大小及分布、电势的大小及最大电势梯度的位置、CEX离子流动角方面,模拟结果同实验结果符合得相当好.在电势结构方面,由于舱壁电势的影响,模拟结果同实验结果相比有一些差别.羽流模型和计算结果为相关羽流实验和数值模拟研究提供参考.