高空羽流试验系统和压力场的测量

为研究空间发动机羽流对卫星的影响,建立针对太阳反光镜、光学仪表和低温红外传感器等重要载荷的羽流污染预报数据库,开发了一套羽流试验系统并进行了试验研究.试验台主要包括:空间环境模拟系统;电热气体模拟发动机;稳压气源;测量系统及其温控.采用计算流体动力学(CFD)和直接模拟Monte Carlo(DSMC)相结合的方法完成了羽流场的数值模拟,计算结果为试验参数的选择提供了重要依据.试验系统满足在mPa量级的真空压力和(93±5)K的背景温度下的稳定运行和精确测量.完成了国内首次在模拟100 km高空条件下,羽流场关键参数——压力场的测量.     

着陆器足垫与月壤竖向冲击简化动力学模型

月面软着陆过程中足垫在冲击条件下的动力响应是着陆缓冲机构设计的重要依据。月壤颗粒受压易碎和散体材料特性对足垫与月壤动力相互作用起控制作用。参考NASA提出的动力控制方程,引入月壤阻尼效应建立足垫-月壤一维竖向冲击数力模型。结合室内试验、数值模拟和模型试验结果,建立月壤状态特性相关力学参数计算模型,构建冲击质量累积模型,采用精细时程积分算法将冲击过程中参数变化纳入方程求解,最终得到不同给定条件(冲击质量、冲击速度)下足垫受力和位移时程曲线和峰值。同时,以冲击质量1.5kg、冲击速度1m/s为例验证了模型计算结果与实测结果具有较好的一致性,可以作为缓冲机构设计冲击力、位移、作用时间输入值的估算模型。     

一种对船桨干扰问题的黏势流耦合求解方法

基于黏性流计算流体力学(CFD)及势流理论,建立了一种黏流雷诺平均方程/面元法耦合迭代求解方法,对船桨相互作用问题进行了数值模拟.自由面的船体绕流场模拟应用CFD黏流方法,螺旋桨水动力载荷计算采用势流面元法.在黏性流场模拟中得到桨盘面处的总速度分布,减去螺旋桨诱导速度得到实效伴流速度并作为势流计算速度进口条件,螺旋桨效应以体积力的形式在黏性流场中体现.计算值与试验值的对比结果表明,黏势流耦合迭代求解方法能较好地预报船桨干扰问题,且较全域船桨离散化网格CFD求解船桨干扰的方法,计算量大为减少.该方法充分融合了黏势流方法的优点,既能计及黏性效应又能发挥势流快速准确的优势,能够拓展应用于船体及螺旋桨性能预报及设计优化的研究.     

月球环境下明暗交界处月尘输运异常现象

月表环境下，山脉或探测器和巡视器等附近形成的整体或局部明暗交界区域会发生月尘输运异常现象。该文通过建立整体和局部2种明暗交界模型，采用质点网格法和蛙跳法，基于Apollo探测器实测的月表月尘数量，研究了2种模型的月尘输运异常现象。结果显示，整体明暗交界区域存在非常显著的月尘输运异常现象，月尘输运路径呈现喇叭口形状或片状抛物线形状，并在明暗交界线上方发生大量月尘聚集，月尘输运现象具有明显的水平输运特征。在局部明暗交界区域的探测器左侧和右侧均出现非常显著的月尘输运异常现象，具有双向水平输运特征，并存在或大或小的双月尘涡旋，引起了探测器周围的局部“月尘暴”。整体明暗交界区域月尘输运异常现象可间接地验证“辉光”现象，局部明暗交界区域月尘输运异常现象也可能是月表探测器上沉积大量月尘的主要原因之一。月尘输运异常现象不但对现役的月球车和探测器等有潜在危害，也是人类在未来探月活动中无法回避的关键问题之一。该文研究的结果对月球探测器着陆点和巡视器行走路线的选取具有重要的参考价值，有助于降低月尘污染对人类探月活动的影响。     

重复使用火箭着陆缓冲的机构冲击动力学分析及实验验证

为描述运载火箭着陆引起的着陆缓冲机构横向振动, 提出一种等效模型, 将着陆引起的激励等效为冲击激励和稳态激励的叠加。采用假设模态法求解着陆缓冲机构的横向振动模态, 并考虑轴向力与横向振动的耦合, 进一步通过模态叠加法求解振动响应, 得到由着陆冲击引起的着陆缓冲机构横向振动的半解析解。基于真实产品进行的垂直着陆冲击实验结果表明, 该模型可较精确地描述着陆缓冲机构横向振动的响应和最大弯矩。基于该模型, 分析着陆缓冲机构的构型参数和材料强度对着陆缓冲机构的影响, 研究结果可为实际工程相关着陆缓冲机构的参数设计提供指导。     

耦合详细化学动力学的HCCI发动机工作过程三维数值模拟

将详细化学动力学的HCCI单区模型嵌入三维流体力学程序中，取代传统内燃机三维数值模拟中简化燃烧模型，利用详细化学反应动力学计算三维燃烧过程，建立三维CFD耦合详细化学反应动力学模型.生成了带复杂进气道的实际燃烧系统的贴体计算网格，建立了缸内直喷HCCI燃烧系统进气-喷雾-混合气形成-压缩-燃烧工作过程的模型.为满足模拟整个HCCI发动机物理化学过程（包括进气，压缩，喷雾，燃烧和排放）执行时间的要求，提出了一套能使计算工作量大为减少的详细化学反应动力学与三维CFD耦合的模拟策略，利用试验方法确定计算边界条件，预测了进气-喷雾-燃烧-排放的HCCI发动机工作过程，通过发动机台架试验对比验证了模型的准确性.     

垂直管不同黏度下油气水三相流压降规律研究

为研究垂直管不同粘度油气水三相流压降变化规律以及建立新的三相流压降预测计算方法,依托于中石油气举试验基地多相流试验室,对垂直上升管道中不同粘度油相下的油气水三相流动进行模拟。在固定油水比条件下,通过调整不同油相粘度、气液比、气液流量等参数进行油气水三相流试验,研究油相粘度对油气水三相管流压降变化影响规律。利用CFD软件参考试验工况模拟油气水三相流动,确定在不同粘度条件下气液两相分布情况,通过CFD软件模拟确定油水两相在充分混合后可视为单一非牛顿流体混合相。基于CFD模型结果,将三相流看作油水混合相与气相的两相流动,考虑粘度对摩阻系数的影响,根据非牛顿流体剪切特性建立了新的摩阻系数计算方法,基于M-B模型重新建立了新的压力计算方法。对比试验数据与计算结果,发现压降计算模型误差范围在15%内,满足工程实际需求,说明压降模型具有实用性。     

固发羽流流场及辐射特性随飞行状态的变化规律

为了探讨火箭不同飞行状态对发动机羽流流场结构及辐射特性的影响,对不同飞行高度、来流马赫数以及实际飞行轨迹进行了研究,分析了流场的温度分布以及辐射特性的规律.首先利用FLUENT模拟了不同飞行状态下固体火箭发动机羽流复燃流场,然后分别使用Mie理论和HI-TEMP数据库结合全光谱K分布模型计算了羽流的固相和气相辐射物性参数,最后通过广义源项有限体积法计算了不同飞行状态下固发羽流在波长范围为1.5～5.5 μm下的光谱辐射强度.结果 表明:在来流马赫数相同时,随着飞行高度的增加,羽流辐射强度也随之增加;而在同一飞行高度下,来流马赫数增加时,羽流辐射强度会随之减小;在模拟火箭的实际飞行过程中,随着时间的推移羽流辐射强度随之减小,达到一定飞行高度后,羽流复燃效应不明显,羽流辐射强度变化趋于平缓.     

单圆柱气囊缓冲性能探讨

基于有限元法和控制体积法建立了圆柱形气囊缓冲系统的有限元模型.以着陆速度6.7m/s、高2m、直径1 m的圆柱形气囊为例,利用LS-DYNA软件,计算空投设备着陆过程中的缓冲速度和加速度,并对影响气囊缓冲性能的排气孔开口大小、排气阀门值及气囊初始内压进行了分析.研究发现:改变气囊的排气孔开口大小和排气阀门值可以使空投设备的最大过载降至最小;在不超过排气阀门值的范围内,增大气囊的初始内压可以有效地提高气囊的缓冲性能.     

基于两相流沸腾传热模型的缸盖温度场辨析

为了更精确地研究发动机缸盖温度场的分布,在Eular多相流模型的基础上,结合Rohsenow核态沸腾传热模型,建立新的可用于内燃机缸盖水腔内过冷沸腾数值模拟的两相流模型.以某汽油机缸盖为研究对象,分别采用BDL和Rohsenow两种传热模型,利用CFD技术对其进行流固耦合传热计算和分析.结果表明,采用Rohsenow沸腾传热模型能够比BDL沸腾模型更精确地计算缸盖温度场;缸盖的最高温度192.22℃,最大应力156MPa,均满足缸盖材料的强度条件.     

航天发射火箭尾焰冲击流场三维数值研究

航天发射时火箭燃烧尾焰冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对火箭外流场、发动机燃烧室内与尾焰流场进行了一体化三维数值计算。得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅提高地面附近的压力和温度。火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区。尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。     

固体火箭尾焰等离子体特性影响因素数值

为研究固体火箭尾焰等离子体分布特性,采用CFD方法对不同工况下某型号固体火箭发动机尾焰进行了仿真,获得了尾焰流场温度及压强分布,并采用等离子体浓度模型计算了尾焰等离子体浓度分布。在此基础上,对尾焰等离子体频率进行了求解和分析,得到了其在尾焰轴线方向上的变化规律。分析结果表明,火箭尾焰等离子体特性对推进剂中Al含量的依赖性很高,随着推进剂中Al含量增加,尾焰温度升高,燃气电离度增加直至成为等离子体,尾焰等离子体区域范围增大;随着飞行高度的增加,尾焰等离子体区域位置后移。     

火箭尾焰等离子体浓度分布数值计算

在火箭尾焰电磁波衰减影响研究中,需要了解火箭尾焰流场等离子体浓度分布.使用数值方法计算了固体火箭尾焰流场参数,应用等离子体浓度计算模型,对火箭尾焰流场等离子体浓度分布进行了数值计算,并对仿真计算结果进行分析,为研究穿越火箭尾焰电磁波干扰提供研究数据.     

隐式有限体积TVD格式在羽流场中的应用

火箭羽流会造成噪声、烟雾、热辐射、环境污染和信号衰减等多种效应,因此研究排气羽流问题至关重要。采用三维隐式有限体积TVD格式,通过求解定常可压缩Euler方程,数值模拟了来流马赫数为1．0、1．5、2．0和喷管出口压力比为1．0、2．0、3．0时的火箭羽流场,并对各流场参数和噪声进行了计算和比较。所采用的二阶格式具有分辨率高、收敛快速稳定、可较好模拟复杂计算区域和流场波系等优点。声压级在相交激波点附近出现剧烈变化,喷管出口处的激波和排气羽流造成强噪声。     

联通式内缓冲结构对隧道气动效应减缓效果

为解决地形受限而无法在隧道入口处设置缓冲结构的隧道气动效应问题,提出了一种新型的联通式内缓冲结构,基于三维、可压缩、非定常Navier-Stokes方程,采用k-ε两方程湍流模型,通过滑移网格技术,对列车高速驶入隧道所引起的压力波动进行了计算.通过将不同缓冲结构形式对隧道气动效应的减缓效果进行对比,选定出了此缓冲结构的...     

液体火箭发动机羽烟三维紫外辐射仿真研究

针对液体火箭发动机羽烟紫外辐射的空间分布问题,建立三维数值计算模型.该模型采用标准κ-ε湍流模型和PDF模型仿真羽烟流场的状态参数,根据HITRAN数据库计算流场内吸收系数分布,并利用离散坐标法求解辐射传输方程,计算三维空间的紫外辐射分布.测试结果表明:三维紫外辐射模型的计算结果与实验数据一致,能够反应不同视角下液体火箭发动机羽烟紫外辐射强度的空间变化.     

背景气压对纳秒脉冲激光烧蚀半导体Ge的影响

为了深入理解在纳秒激光烧蚀半导体材料过程中背景气压对烧蚀过程以及羽流膨胀动力学特性的影响,本文利用一维激光烧蚀和流体动力学耦合模型,对不同He气压下的纳秒脉冲激光烧蚀半导体Ge的过程进行了模拟计算.结果表明：在氦气环境下,背景气压的变化对辐照在靶面的激光能量影响较小,因此靶面蒸发率、靶面温度和靶面烧蚀深度对气压变化的敏感程度较低;同时,背景气压的增大抑制了羽流膨胀,使羽流膨胀速度减小.计算结果和分析对于优化纳秒激光烧蚀半导体时背景环境气压具有理论指导意义.     

喷水对火箭发动机羽流红外特性的抑制作用研究

为研究喷水对火箭发动机发射时排气羽流红外辐射的抑制作用,建立了羽流气液两相流场和红外辐射传输的计算模型,通过在能量方程中引入辐射源项和水的汽化导致的能量源项,实现了辐射计算和两相流场计算的耦合求解.计算中采用M ixture多相流模型求解气液两相流流场,使用汽化模型模拟了水的汽化效应.使用离散坐标法求解辐射传输方程,得到了3个主要波段内羽流的红外强度分布,将计算结果与红外热图进行对比,验证了计算结果的可靠性.研究结果表明,喷水后辐射强度在喷水管之后的大范围区域内明显降低.     

氧化铝颗粒含量及粒径对固体火箭发动机喷焰流场参数分布的影响

建立了固体火箭发动机喷焰的气固两相流计算模型,对不同Al2O3颗粒含量及粒径喷焰流场的两相流进行了数值模拟。研究了固相颗粒Al2O3对发动机喷焰流场参数分布的影响。结果表明:Al2O3颗粒含量的增大会使喷焰流场的温度升高、速度降低,特别在轴线处表现的尤为明显。Al2O3颗粒粒径越小,其随流性越好,在喷焰中更加分散,喷焰轴线处的温度随着Al2O3颗粒粒径的增大而升高;当平均粒径相同时,喷焰流场参数分布还受Al2O3颗粒粒度分布规律的影响。     

基于体烧蚀模型的后效推力预示方法研究

为了获得固体火箭发动机的高空后效推力,提出了基于气相环境双区体烧蚀模型。考虑粒子侵蚀热效应,将发动机熄火后燃烧室的瞬时压强和温度与绝热层烧蚀放气量进行耦合迭代的后效推力预示方法。根据某固体火箭发动机燃烧室绝热层的结构布局和工作参数,计算得到绝热层的碳化烧蚀率、烧蚀质量损失速率、温度场分布、炭化层孔隙结构和发动机高空后效推力,后效推力曲线与发动机遥测数据包线上限吻合,验证了预示方法的可行性。