双主动交会远程导引方案建模与仿真

针对航天器双主动交会问题,以两航天器能量消耗之和最小为最优交会指标,建立了一种寻求远程导引可行飞行方案的算法模型,以满足远程导引对测控、日照和任务时间等要求。仿真结果表明,该算法可行。     

一种修正的Osher通量在高阶WCNS中的特性

将一种基于多维修正的Osher通量运用于高阶加权紧致非线性格式(WCNS)中,该修正通量主要在垂直于激波面的界面上增加耗散,能够改善Osher通量的激波捕捉稳定性,同时对边界层和接触间断的分辨率影响非常小。对修正的Osher通量在高阶WCNS中的特性进行研究,通过数值模拟测试了基于Osher通量的WCNS的激波稳定性、热流预测精度、边界层模拟能力、激波边界层干扰模拟能力,并与Steger-Warming通量和Roe通量进行了对比。结果表明修正后的Osher通量比Harten修正的Roe通量具有更好的激波捕捉鲁棒性,而边界层、驻点热流值和激波边界层干扰的模拟则明显优于Steger-Warming通量。上述结果说明了基于修正的Osher通量的高阶WCNS具有较好的激波捕捉特性、热流预测精度和边界层计算能力。     

某类跨大气层飞行器全航程红外辐射特性分析

针对某类跨大气层飞行器飞行过程中需要进出大气层,且飞行速度跨度大等特点,建立了不同空域、不同飞行速度下的机体头部受热模型。当在大气层内飞行时分别使用经验公式和Lees公式计算马赫数小于5和大于5时头部受热情况,当在大气层外飞行时建立了考虑太阳直射、地球反照和地球红外加热情况下的受热模型。利用普朗克定律得到了相同温度下不同波段的红外辐射能量占比情况。最后利用本方法对某类跨大气层飞行器进行了温度和红外辐射计算,得到的计算结果能够大致反映全航程头部温度和红外辐射变化情况。     

利用红外加热笼进行低热流模拟的设计方法研究

在航天器热平衡试验中,散热面区域的低热流密度要求往往难以实现。在以往的试验中,考虑到加热笼覆盖系数对热流密度均匀性的影响,通常选用红外灯阵作为主要的外热流模拟装置。但是红外灯阵体积和热容较大,形状适应性不强,对试验容器空间要求较高。文章利用仿真的手段研究了加热笼的覆盖系数对热流密度均匀性的影响,探讨了利用红外加热笼进行低热流模拟的可行性。     

Upper limit of the total magnetic flux in an active region according to the photometric-magnetic dynamical model

The photometric-magnetic dynamical model handles the evolution of an individual sunspot as an autonomous nonlinear, though integrable, dynamical system. One of its consequences is the prediction of an upper limit of the sunspot areas. This upper limit is analytically expressed by the model parameters, while its calculated value is verified by the observational data. In addition, an upper limit for the magnetic strength inside the sunspot is also predicted, and then, we obtain the following significant result: The upper limit of the total magnetic flux in an active region is found to be of about 7.23 × 10²³ Mx, namely, phenomenologically equal to the magnetic flux concentrated in the totality of the granules of the quiet Sun, having a typical maximum magnetic strength of about 12G. Therefore, the magnetic flux concentrated in an active region cannot exceed the magnetic flux concentrated in the photosphere as a whole.     

基于传热反问题方法的N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流测量研究

测量液体火箭发动机的热载荷是获取燃烧室内部信息的重要方法。为了获取N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室内壁的热载荷,建立了液体火箭发动机的热流计算的反问题方法,该方法基于对燃烧室壁面温度场的直接求解,通过对轴向多个位置测量温度的反演计算得到燃烧室内壁热流和温度。研究表明:应用文中建立的传热反问题方法能够较为准确地获得热流随时间及空间的分布;热电偶的位置对计算准确性有明显的影响,与理论深度偏差在0.2mm以内的随机深度偏差可导致超过4%热流反演误差;N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流及温度沿轴向逐渐降低,表明燃烧室内的反应释热过程主要在燃烧室头部附近发生。     

模块化永磁直线游标电机等效磁网络及漏磁分析

在模块化永磁直线游标电机的初始设计及优化设计中,使用有限元方法(FEM)计算漏磁系数时需要耗费大量的建模和计算时间。针对这一问题,建立该种电机的等效磁网络模型,在建模期间,考虑气隙中的边缘效应,并计算永磁体组与定子齿在不同相对位置时的等效磁导,得到该种电机在一个周期内不同相对位置时的漏磁磁导和漏磁系数的数学解析表达式。采用FEM验证了该数学解析表达式的准确性。研究结果为模块化永磁直线游标电机的设计提供了理论依据。     

偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响

为研究偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响,建立了求解自燃推进剂冷态射流撞击雾化过程的数值模拟方案,计算了不同偏心度条件下的射流撞击雾化过程。采用树形自适应加密算法直接求解不可压Navier-Stokes方程组,由分段线性的流体体积(VOF)方法对流体界面进行捕捉。结果表明偏心撞击会导致雾场发生偏转,当无量纲偏心度E为1/8时,雾场偏转角度约为9.2°,应控制加工偏差小于该值。随着偏心度的增大,液膜的偏转角度增大,理论推导得到的液膜偏转角度要小于数值计算得到的液膜偏转角度。正心撞击时燃料与氧化剂流强峰值接近,雾场的流强分布呈单峰分布。当发生偏心撞击时,由于燃料与氧化剂部分射流未参与撞击导致流强峰值出现交错,雾场的流强分布呈双峰分布,混合比的空间分布发生较大改变。正心撞击时撞击点下游液滴的速度分布近似呈轴对称分布,而偏心撞击之后的速度分布则呈中心对称分布。偏心撞击导致的射流动量损失使得雾化性能变差,当无量纲偏心度E为1/8时,一甲基肼(MMH)的Sauter平均直径增大约4.8%,四氧化二氮(NTO)的Sauter平均直径增大约5.8%。      

航空发动机润滑供油系统仿真研究

以某型航空发动机为研究对象,建立其润滑供油系统数学模型。利用Matlab编程计算得出系统在不同转速、不同温度下各润滑点滑油流量、滑油压力等性能参数数据。重点分析了不同温度下,系统增压级流量、压力的变化趋势。研究结果为发动机润滑系统的设计和故障诊断提供参考。     

多喷流干扰级间热环境风洞试验研究

运载火箭级间热分离过程中,级间段受高温高压喷流的影响,所处环境恶劣,研究级间热环境中压力、温度和热流分布规律对级间段结构的优化具有重要意义。在Ф1m高超声速风洞中,采用以微型固体火箭燃气为喷流介质的热喷流模拟技术,模拟了运载火箭二级主发动机和四个游动发动机同时工作多喷流干扰条件下的级间热环境,并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究,获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下的二级底封头和一级前封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明,级间距越小,分离环境越恶劣,压力、温度、热流分布越不均匀;总排燃面积保持不变,排燃窗开口数量变化,对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大,但对二级底封头影响较为明显,随着开口数量的减少,二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。本项试验采用同轴热电偶测量了级问区域的热流,热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。