航天器电推进技术现状与发展趋势

航天器的发展趋势极大地促进了电推进技术在航天器入轨、离轨、状态保持、精确定位及复定位、姿态控制、行星探测一次、二次推进中的应用。概述了俄罗斯和美国当前的电推进活动，重点对霍尔发动机、离子发动机、脉冲等离子体发动机等进行了分析；对电推进相关的重要关键技术，如阴极技术、先进高功率概念、羽流效应、热效应、场效应及供应系统技术进行了介绍；对航天器电推进项目未来发展方向进行了分析展望。     

Study of vortex in flow fields induced by surface dielectric barrier discharge actuator at low pressure based on Q criterion

Flow fields induced by a surface dielectric barrier discharge actuator at low pressure of 7 kPa are measured by particle image velocimetry.The distribution of local vortices in the flow field is revealed by the Q criterion.The reason for the generation of vortices is analyzed and the influence of pulse frequency and duty cycle on vortices is studied.The results show that the Q criterion can reveal the small-scale vortices,which cannot be indicated by the streamline.The direction transition zone where the induced jet moves from the vertical to the tangential and the shear layer between the jet and stationary air are prone to the generation of strong vortices.The influence of pulse frequency on vortices is not obvious,but the variation of duty cycle can significantly affect the strength and distribution of vortices.     

推进剂初始温度影响液体火箭发动机燃烧稳定性的数值模型

对自然推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）初始温度对火箭发动机燃烧稳定性的影响进行了研究，从推进剂初始温度对蒸发速率的影响规律出发，发展了初始温度大小影响蒸发速率的物理模型。燃烧流动过程应用圆柱坐标系下的两相湍流化学反应Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程来描述，控制方程是用限体积法在任意曲线坐标系下进行离散，计算采用ＴＭＭ方法生成的正交网格。完善了一种压力隐式算子分裂算法，使之应用到燃烧过程和不稳定燃烧中，提高了计算的精度和稳定性；以蒸发作为燃烧速率控制过程，由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞来分析燃烧不稳定性。应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型，之后对推进剂初始温度对燃烧稳定性的影响进行了数值研究，得到其对振荡的敏感分析，并给出燃烧稳定性的极限图，说明了该物理模型和算法的可靠性。     

纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体对超声速燃烧室中凹腔性能的影响

为考察纳秒脉冲介质阻挡放电(NP-DBD)等离子体对超声速燃烧室中凹腔性能的影响,在凹腔后壁面上部区域布置表面介质阻挡放电激励器产生等离子体,基于NP-DBD等离子体高斯分布热源模型,采用3维数值模拟方法研究了等离子体作用下燃烧室壁面压力、凹腔阻力、质量交换率以及燃料分布的变化。研究结果表明,NP-DBD等离子体虽然降低了对称面处凹腔后缘波系强度,但结合凹腔后壁区域温度分布特征知等离子体热效应较弱,故整个凹腔波系受到影响较小;凹腔质量交换能力获得大幅提高,其阻力则略有减小;等离子体缩小了凹腔上方燃料的分布范围,凹腔下游燃料掺混效率有小幅提升。     

利用飞机搭载五孔皮托管测算空间风速

为打破传统定点测风方法的局限,以获得大范围空间风场的连续变化,从而为空间活动等提供气象保障,提出了利用飞机搭载五孔皮托管测算空间风速的方法。介绍了利用飞机搭载五孔皮托管测量空速的系统组成及原理,根据所测空速及飞机的航迹速度解算出飞机所处空间位置的风速,并对测算风速的精度进行分析计算。     

无动力动能弹命中角约束变结构导引律研究

基于变结构控制理论推导得出一种命中角约束下的导引律。以某型动能弹为例,分别针对固定目标和慢速移动目标开展了弹道仿真。计算结果发现,无论是打击固定目标还是慢速移动目标,动能弹都能够以指定的终端角度准确命中,而且命中目标时,动能弹的攻角和侧滑角均保持为0°,有利于提升动能弹的打击效果。动能弹在整个过程中,过载、攻角和侧滑角均满足限制条件,说明该弹着角约束导引律是可行的。     

带扩张段构型超声速气流中横向射流数值模拟

针对带扩张段构型的发动机燃烧室,采用欧拉-拉格朗日仿真方法研究喷注方式、喷孔参数及隔离段燃烧室构型的改变对于射流雾化效果的影响,用以更好地指导发动机设计.结果表明,在保证发动机总体流量不变的条件下,喷孔孔径减小或者喷孔总数量减少使得液气动量通量比增大,有利于同时增大单孔射流穿透深度以及液滴展向宽度.贫燃工况下如当量比为0.7条件下,射流流量减小,混合效果可能变差.而在发动机结构设计方面,隔离段到燃烧室的过渡设计不宜采用大转角,15°转角是相对较为理想的设计方案.采用小角度突扩构型设计比渐扩构型更容易找到相对好的点火位置.     

等离子体放电过程数值模拟

为了从机理上研究等离子体流动控制技术,必须研究等离子体的产生和发展过程。采用泊松方程和漂移-扩散方程对介质阻隔面放电进行数值模拟,得到了电子、离子以及电场分布随时间的变化。结果表明在暴露电极的2个方向都发生了放电,但电场力限制了电子向电极上方的运动,导致电极上方的等离子体密度很低;暴露电极上游没有植入电极,电子、离子无法在该区介质层上表面沉积,因此暴露电极上游的放电无法熄灭。植入电极上方大部分区域离子受到的平均电场力密度达到100.0 N/m^3,能够实现对气体流动的控制。     

液体火箭发动机喷雾液滴内部流动及传热数值模拟

液体火箭发动机喷雾液滴在表面剪切力的作用下形成内部环流,影响液滴内部传热特性,进而影响喷雾蒸发燃烧过程.将一种基于光滑压力修正的非交错网格sIMPLE算法推广到一般曲线坐标系,并对液滴表面特殊边界条件进行数值处理,然后采用代数法生成正交贴体结构网格,求解气相及液相轴对称不可压流动控制方程,得到运动液滴内部稳态流场及其温...