泵入口参数对全流量补燃循环发动机动态特性影响研究

全流量补燃循环发动机性能高,并具备便于重复使用的优势,是未来重复使用运载器的最佳选择之一。在液体火箭发动机启动过程中,泵入口推进剂的压力和温度变化会对全流量补燃循环发动机动力系统的启动特性造成一定的影响。为分析其影响规律,建立了涡轮泵、预燃室、推力室、两相流和混合气体组件等动力学模型并进行求解。结果表明,随着燃料泵入口压力升高或氧化剂泵入口压力降低,涡轮泵系统参数的波动将会逐渐增大,甲烷温度和液氧温度所产生的影响要强于甲烷压力和液氧压力,而液氧的影响则强于甲烷。为动力系统中泵入口推进剂状态参数控制提供了一定的指导。

航天动力系统分析软件发展途径思考

航天动力系统分析软件是推进航天技术发展的重要基石,但目前国内相关软件与国外前沿还存在较大差距,亟待明确我国高水平自主可控的航天动力系统分析软件的发展方向。首先对大型通用分析软件的发展历程进行了系统梳理,剖析了其发展趋势;并进一步分析了航空发动机领域中使用的典型分析软件发展规律与特征;通过借鉴上述软件的研发经验,结合目前航天动力系统分析软件的发展现状,提出了我国相关软件的发展方向与发展途径。研究建议,分3个阶段逐步突破具有航天动力特色的通用仿真平台开发、软件模型与求解器研发、数据融合与管理这3大方向,最终形成多领域、多物理场、多维度、智能化并集成数据融合管理的航天动力系统智能化分析软件体系,为我国航天技术的稳健发展提供有力支撑。

NTO/UDMH燃烧机理构建与着火特性分析

为提高自燃推进剂液体火箭发动机燃烧流场的CFD数值计算精度,基于分级法思想构建了63组分357基元反应的四氧化二氮(NTO)/偏二甲肼(UDMH)详细燃烧机理。分别采用单一简化方法与综合多种简化方法对详细机理进行简化,得到与详细机理吻合较好的35组分149基元反应和23组分19基元反应。在此基础上,研究了不同压力、温度与氧燃比对详细机理与简化机理着火特性的影响规律:增大初始压力整体会增加系统平衡温度与着火延迟时间,初始压力越大,系统平衡温度增加越慢,从1035~1320 K/MPa减小至170~320 K/MPa;初始温度的升高会增加系统平衡温度但缩短了着火延迟时间,初始温度增加1 K,系统平衡温度约增大3 K;增大氧燃比会降低系统平衡温度、增大着火延迟时间,氧燃比越大,着火延迟时间增加越多。获得的规律为NTO/UDMH反应动力学研究提供了重要的参考依据与理论基础,构建得到的详细及简化机理有助于建立更加准确的发动机燃烧流场仿真模型。

真空小喷管羽流场的Monte Carlo直接模拟

利用直接模拟的MonteCarlo方法数值模拟了真空喷管羽流场，获得了符合规律的数值模拟结果。由于将随机取样频率法（R－S－F）用于轴对称问题中，解决了计算机内存和速度上的困难，同时也证明了R－S－F方法的可靠性。

真空羽流场的 N-S 和 DSMC 耦合数值模拟

根据调姿发动机真空羽流场的特点，采用差分求解Ｎ－Ｓ方程数值模拟喷管内流场，用ＤＳＭＣ方法数值模拟喷管外羽流场，得到了符合流动规律的数值模拟结果。为姿控发动机喷管设计提供了参考，并为真空羽流污染研究打下了良好的基础。

羽流问题研究概况

概要介绍了羽流研究的目的和意义，羽流研究的方法及国内外羽流研究的现状。阐明了用数值模拟的方法研究羽流问题的必要性和迫切性。

考虑化学反应的真空羽流的数值模拟

本文用稀薄气体流场直接模拟的方法对卫星姿态控制发动机喷管外考虑化学反应的真空羽流场进行了数值模拟 ,得到了与理论分析相一致的数值模拟结果。本文的研究工作对真空羽流污染研究及真空羽流的气动力。

真空羽流场的DSMC并行数值模拟

对ＤＳＭＣ方法进行小喷管真空羽流数值模拟的计算软件进行了并行化改造。计算表明在多处理器（节点）上实现并行计算能够大幅度地提高运算速度，缩短运行时间，增加计算规模，计算结果与串行计算一致。并对目前串行计算不能完成的真空羽流计算的算例成功地进行了ＤＳＭＣ并行计算，计算结果与理论分析一致。

低密度小喷管流场的DSMC直接模拟

用ＤＳＭＣ方法数值模拟了低密度轴对称小喷管的流场流动，获得了相应的结果，并将所得结果与用差分求解Ｎ－Ｓ方程方法获得的结果进行了对比，二者吻合较好。

氢氧发动机推力室化学反应流场计算

采用弱耦合点隐式方法的ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式对氢氧火箭发动机推力室化学反应粘性流场进行数值模拟．数值模拟时采用６种组分、８个反应有限速率的化学反应模型，湍流模型采用ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ代数湍流模型．数值模拟得到了流场参数在燃烧室和喷管中的分布．结果分析表明，得到的数值模拟结果与理论分析一致，说明结果是可靠的．本文的工作为氢氧火箭发动机喷管设计提供了依据，并为进一步开展火箭发动机推力室有化学反应的两相流动的数值模拟打下了基础．

旋转对固体火箭发动机的影响

对旋转对固体火箭发动机的影响进行了初步探讨。给出了旋转对推进剂应力应变的影响、产生的热力学方面的影响及旋转引起的气体动力学的影响等的分析计算模型。并在内弹道计算的基础上，对上述影响引起的发动机性能的变化进行了分析比较，得出了有意义的结论。

原子氧对航天器表面材料作用的数值模拟

对低地球轨道环境对航天器表面材料的影响和航天器表面材料的低地球轨道环境寿命评定方法进行了介绍，并对低地球轨道环境和地面试验环境下，有无保护涂层的聚酰亚胺所受冲蚀作用进行了成功的数值模拟，获得了具有工程应用价值的数值计算结果．该项工作对太空航天器的设计具有重要的指导意义．

真空羽流的数值模拟及真空羽流污染的数值模拟分析研究

本文用ＤＳＭＣ方法对真空羽流场进行了数值模拟，所得数值模拟结果符合流动规律。建立了真空羽流污染的基本理论模型，并进行了真空羽流污染的数值计算与分析研究，所得结论与理论分析一致。本文的研究工作为进一步深入开展羽流污染规律研究打下了良好的基础，对工程设计具有重要的参考价值。

固液混合火箭发动机技术

通过对火箭发动杌技术发展的研究,提出了固液混合火箭发动机是目前航天推进系统发展的一个新方向。介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,并结合我国航天发展情况分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出固液混合火箭发动机在运载火箭助推级、先进上面级和先进轨道转移系统中的广泛应用前景。同时分析了影响固液混合火箭发动机性能及其应用的主要关键技术。

液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述

在大量文献研究的基础上，概括介绍了目前液体火箭发动机方面的典型实验室和典型实验及几种用于液体火箭发动机喷雾、燃烧和流动测量的先进仪器。为开展新一代液体火箭发动机的实验研究和设计提供参考。

固体火箭发动机动力相似准则研究

本文以小发动机模拟大发动机为目标，探讨固体火箭发动机的动力相似准则，首先把动力相似问题归结为燃烧室、喷管一体化流动的相似问题，通过对全三维N－S方程所进行的无量纲化分析，在几何相似的前提下，得到固体火箭发动机动力的流动相似准则；再通过对控制方程的单值性条件所进行的无量纲化分析，得到了在初始状态相似条件下的燃速相似准则；另外，还得到了飞行条件相似、燃烧温度相似以及普朗特数相等。并进一步对这些准则进行了分析，探讨如何在实验中保证这些准则的实现以及如何在实际设计中予以应用。

固液混合火箭发动机技术综述与展望

介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,结合我国航天发展情况,分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出了固液混合火箭发动机适合应用于探空火箭、小型运载火箭、靶标与导弹、亚轨道飞行器及载人飞船、助推器及上面级与姿轨控系统中,应用前景广泛。总结和介绍了北航固液探空火箭的设计方法和研制情况,分析了影响固液混合火箭发动机性能提高和应用的主要关键技术。

C-H-O-N体系液体火箭发动机喷管流场数值模拟

采用弱耦合点隐式方法的MacCormack格式对C H O N体系的液体火箭发动机喷管内粘性流场进行了数值模拟,采用了考虑化学反应和不考虑化学反应的两种模型,其中化学动力学模型为C H O N体系的12组分、14反应有限速率的化学反应模型。数值模拟得到了流场参数在喷管中的分布。结果表明,数值模拟结果与理论分析一致,为发动机的设计及试验提供了参考。

神舟飞船平移发动机对太阳能帆板羽流效应数值模拟研究

使用PWS计算软件就神舟飞船平移发动机羽流对太阳能帆板气动力效应问题进行了数值模拟研究。PWS软件是一个基于直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的羽流计算通用软件,计算结果与国外试验测量值符合较好。数值模拟研究表明:发动机羽流对着太阳能帆板羽流气动压强最大值出现在单机和双机工作时帆板处于0度角位置时,但作用力不大;发动机羽流对太阳能帆板影响最大的工况出现在双机工作时帆板处于45度角位置时,其作用在帆板中心点上的合力约为24N,合力矩约为7.7Nm。平移发动机对处于羽流直接撞击区的太阳能帆板有较大的力效应作用,数值模拟结果可以为飞船平移发动机使用模式提供一定参考作用。

固体火箭发动机燃烧室三维流场数值模拟

利用ＳＩＭＰＬＥ方法数值求解层流Ｎ－Ｓ方程，模拟了具有移动边界的固体火箭发动机燃烧室内的三维流场。网格划分采用交错网格技术，流场计算时不进行网格划分，而是直接读取网格点的值，将网格划分与流场计算分开，解决了现有计算机内存不够的问题。计算获得了满意结果。