脉冲等离子体推力器放电波形设计评估仿真研究

运用磁流体动力学的方法,对脉冲等离子体推力器推力室工作过程开展三维双温MHD数值仿真,并开展对推力室的工作机理的分析研究。通过该模型计算得到的推进剂烧蚀质量和元冲量与实验结果相符,同时针对不同初始电压、电容以及两种特征波形的情况进行评估,为推力器的放电波形设计提供指导依据。结果显示在推力器波形设计的初期,是采用电流高变化率低能量水平,还是采用电流低变化率高能量水平,需要结合实际,进行优化评估。     

三维编织复合材料研究进展

重点回顾了三维编织复合材料各发展阶段的关键性成果,从研究方法和研究方向两个角度,对该领域的重要研究成果和笔者所在课题组的最新研究成果进行了评述。在编织工艺方面,重点介绍了编织物的细观结构和适用领域,指出了细观结构对最大纤维体积分数的影响和当前流行的建模方法,并且将周期性单胞划分方法和纱线截面形状的模拟归纳为参数化建模中的两个关键问题。对力学性能的研究成果进行了综述,在试验方面,重点介绍了编织角的变化对材料各种性能的影响;在理论方面,重点评述了几种多尺度细观力学方法和特征单元法。最后,对有待于进一步研究的问题进行了展望。     

直升机旋翼桨叶的弹性碰撞动力学建模

建立了直升机旋翼桨叶弹性正碰撞的动力学模型,采用有限转动梁理论处理桨叶的弹性变形,利用Hertz接触理论处理局部弹性变形,引入位移协调方程识别弹性碰撞载荷,运用Hamilton原理建立了桨叶正碰撞的动力学方程.通过与Timoshenko算例的对比表明了该方法的正确性,且对集中质量与直升机桨叶的弹性正碰撞问题进行了研究.      

无人机三维航路规划技术研究及发展趋势

由于搜索空间巨大,三维航迹规划一直是航迹规划中的难点,而无人机只有进行精确的三维航迹规划才能提高低空突防的成功率。本文描述了无人机在线航路规划的影响因素,分析了无人机动力学约束及威胁场约束,探讨了无人机航路几何建模方法及三维航路规划算法的研究概况,并着重分析了三维航路规划算法如禁忌搜索、人工势场法、粒子群优化算法、Dijkstra算法及A＊算法。最后,阐述了无人机三维航路规划面临的关键问题及发展趋势。     

宽马赫数范围高超声速进气道转动唇口变几何方案研究

结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4～7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排移措施才能在Ma=4下顺利实现自起动;该变几何方案Ma=4下的流量系数达0.7以上,这为飞行器加速提供了强有力保障;与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到显著提高;此外,转动唇口的铰接位置对自起动性能有重要影响.      

一种三维结构网格并行算法

基于三维结构网格,以MPICH2作为并行开发环境,研究了对等模式下流场的并行计算问题。在三维结构网格已经生成的前提下,针对计算区域的划分,网格输出格式和数据通信,提出了一种并行算法。算法的核心思想是将需要通讯的其他区域的单元按区号从1到n排列,并获得本区域通信单元的I-J-K编号与其他区域通讯单元的排列序号的映射关系。最后,在IBM BladeCenter HS22刀片机平台上进行了算例验证,结果表明算法具有很好的可靠性与通用性。     

吸气式高超声速飞行器三维后体尾喷管优化设计

三维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升三维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种三维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、三维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-II多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管三维构型进行了多目标优化设计。优化后的三维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。     

脉冲等离子体推力器羽流特性数值研究

以脉冲等离子体推力器羽流为研究对象,建立三维物理模型,简化并离散电子动量方程,运用单元粒子-直接模拟蒙特卡罗混合法模拟非稳态羽流流动.假定脉冲周期内推进剂粒子按正弦规律进入流场,分析流场中电势、电子、离子和原子数密度分布随着时间变化情况,并通过与已有实验数据的对比验证仿真模型.研究表明:模型能在垂直和平行于推力器极板的两个平面内预测等离子体羽流流场参数.该研究方法、结果对更深入研究脉冲等离子体推力器(PPT)羽流具有参考价值.      

三维全五向编织复合材料的细观结构分析

基于三维全五向矩形编织工艺的携纱器运动规律,系统研究了三维全五向编织复合材料的纱线空间运动方式、纱线间交织结构形态,建立了三维全五向编织结构各区域的单胞几何模型,推导了编织角等工艺参数与各单胞结构参数间的数学关系,计算了纤维体积分数的预测值,并与实测值相比误差较小,表明所建模型较为合理、准确.     

固液火箭发动机工作过程三维数值仿真

根据固体燃料壁面与气相间的流固耦合得出了固体燃料燃速模型,对采用星形装药的H₂O₂/HTPB(hydroxyl-terminated polybutadiene)固液火箭发动机进行了燃烧流动三维数值仿真,得到了流场参数的分布及不同位置的固体燃料燃速,与二维轴对称仿真结果进行了对比.计算结果表明:装药截面的火焰层形状与装药星孔型面形状相似,但火焰层厚度与位置在星根与星角处存在差异;随着轴向位置的增加,氧化剂不断消耗,火焰层向通道中心移动;固体燃料燃速与氧化剂流率及不同装药位置有关,其大小随氧化剂流率的增加而增加,星根处燃速比星角处大;在相同氧化剂流率下,三维星形装药比二维轴对称装药的平均固体燃料燃速大.