空间核电源热电转换技术研究综述

空间热电转换技术是空间核电源的关键技术之一,发电功率覆盖瓦级至兆瓦级,可满足各类航天任务对空间电源的需求,因此发展空间热电转换技术至关重要。从基本原理、国内外应用情况等方面梳理包括热电偶转换、热离子转换、碱金属转换、磁流体转换、热光伏转换、朗肯循环、斯特林循环和布雷顿循环在内的各种空间核电源热电转换技术研究进展,总结各种热电转换技术空间应用的技术难点,分析热电转换技术实现长寿命、免维护基本要求的研发方向,针对不同空间核电源的功率需求,提出热电转换技术主导方案。当空间核电源功率需求小于100 kWe时,建议采用热电偶转换或热离子转换等静态热电转换技术;当功率需求超过100 kWe时,应采用布雷顿循环等动态热电转换技术。

中小推力火箭发动机试车降噪方案仿真分析

火箭发动机试车时的噪声很大,降低其强度对于环境保护很重要。针对中、小推力液体火箭发动机试车,提出了引射筒、消声器及喷水组合的降噪方案,并进行了数值仿真研究。结果表明:引射筒不仅起引射作用,而且将主要的喷流噪声源区域与环境隔离,在降噪中起主要作用;对于小推力发动机喷流,格栅型消声器的降噪效果很好,不必附加喷水措施;对于中等推力发动机喷流,喷水的降噪作用不明显,其主要作用是降温和减小燃气扩散污染,不宜采用过大的喷水量和过小的喷雾粒径;对于300 N级发动机,引射筒承载的力较小,而后部的隔声墙会承载与推力相当的力,对于3 kN级发动机,引射筒会承载发动机的大部分推力,后部的隔声墙会承载较小的力。

深空探测核电推进航天器的热电转换技术方案评估

面向未来超远距离的深空探测任务,核电推进方式凭借高比冲、长寿命等特点成为了目前较优的可选方案。核电推进航天器利用热电转换技术将核反应堆的热能转换为电推进系统所需的电能。为了进一步扩大深空探测距离并缩短任务周期,需要借助大功率核反应堆及其配套的热电转换技术提高电推进系统的功率等级。该技术方案受制于核反应堆等级、系统功率密度、技术成熟度等多方面因素。通过不同方案对比,初步拟定了核电推进航天器上采用的热电转换技术方案并进行了相应评估,同时确定了方案中的主要限制因素与最大风险挑战。

航天推进系统电动泵增压技术发展与趋势

电动泵增压式推进系统由电源供能,通过电机驱动增压泵为推进剂介质增压。该推进系统在提升飞行器综合性能的同时,易于实现多机并联、多次起动、大范围变工况运行及推力精确控制,已成为火箭发动机推进剂增压输送的重要方式之一,在运载火箭、载人航天、深空探测、卫星平台等航天领域,具有十分广阔的应用前景。本文对国内外航天推进系统电动泵增压技术的发展情况、应用案例进行梳理分析,结合国内外研究现状对电动泵增压推进系统的发展趋势进行了概述。

不同推力与射流类型的火箭发动机排气噪声仿真研究

火箭发动机排气的气动噪声分析是降噪的基础。采用k-ε湍流模型和大涡模拟对发动机排气场进行仿真,再采用FW-H法对噪声场进行计算。对4种不同推力发动机的欠膨胀和过膨胀排气流场的仿真分析表明:排气场声功率级的分布与湍流强度的分布具有相似性,且有明显边界;声功率级在射流影响区域呈现锥形分布的特征,半锥角随推力增大但变化不大,在13°~16°;正激波后的声功率最大,此外噪声强度最大的位置介于马赫数为1的界面到燃气/空气界面之间;射流欠膨胀时,最大声功率在喷管出口下游,射流过膨胀时,最大声功率在喷口附近或内部;对于推力接近的发动机排气场,其噪声声压级基本相同,与射流状态无关;随着发动机推力的增大,声功率级最大值增大不多,而高声功率级的范围扩大是噪声增大的主因;发动机排气噪声的频率范围较宽,主频随着推力增大而降低的原因不是高频噪声降低,而是下游大尺度涡脉动引起的低频噪声增强。

两种k-ω型湍流模型在无网格方法中的应用研究

基于在高度各向异性点云结构中取得良好结果的点云重构技术,采用移动最小二乘无网格法解耦计算了k-ω型湍流模型方程和雷诺平均N-S方程(RANS),实现了对湍流流动的数值模拟。通过对NACA0012翼型、RAE2822翼型的绕流以及后向台阶大分离流动的数值模拟,比较分析了k-ωSST(Shear Stress Transport)和k-ωTNT(Turbulent/Non-Turbulent)两种模型的湍流预测能力。结果表明:对弱逆压梯度情况下的湍流,两者具有相当的预测能力;而k-ωSST较k-ωTNT具有更好的激波捕捉能力。对于大分离流动,两种模型较实验数据均存在一定差异,但总体趋势吻合良好。

基于运行状态的氦氙布雷顿循环气体组分分析

氦氙气体的组分保持是氦氙布雷顿能量转换系统长期稳定运行的基础,而无论是工质气体的泄漏还是充填量的调节都有可能导致系统中的氦氙气体组分发生变化,进而影响系统运行状态。通过对氦氙布雷顿系统的动态仿真计算,得到了气体组分发生变化时系统运行的差异。当气体组分发生变化时,系统共同工作线将发生偏移,尤其是气体摩尔质量变小时,共同工作线向喘振线偏移;并且在到达满功率输出时,压气机喘振裕度变小,且需要更高的涡轮入口温度;同时会导致回热器热侧温度入口提高,不利于系统的稳定运行。基于系统仿真结果提出了在额定转速下以负荷率、流量为变量的氦氙气体组分计算方法,为实现氦氙布雷顿循环工质组分变化的监控和调节提出了新思路。该方法中,流量的精确测量是提高组分分析精度的重要保障。

口环间隙对双级高速离心泵性能的影响

为探究口环间隙对离心泵性能的影响,以双级低比转速高速离心泵为研究对象,测量了原型及减小口环间隙改进型的水力性能,对比了两种方案的测试结果,结合试验数据和计算分析了口环间隙对离心泵泄漏损耗及摩擦损耗的影响。结果表明:减小口环间隙能有效提高离心泵的扬程及效率,改进方案的泵效率提升约5%;在设计转速测量工况范围内,随着流量的增大,原型方案的扬程系数逐渐下降,小口环间隙方案的扬程系数变化较小,扬程系数下降使得计算的泄漏损耗占比变化更加显著;尽管减小口环间隙会增加摩擦损耗,但考虑泄漏损耗的影响时,确保运行安全的情况下减小口环间隙是提高泵性能的有效途径。

国外空间核动力技术发展现状及启示

为了满足未来太阳系边界探测、深空轨道转移和载人往返火星等空间任务的多元化需求,空间核动力技术应运而生,其可以突破常规能源推进方式的限制,大大提高推进系统的比冲,同时克服太阳能受限于太阳距离的问题,在深空探测领域具有广阔的前景。空间核动力技术可以为航天器提供多种新型推进方式,主要包括核电推进、核热推进,以及核热、核电、化学能等的组合动力推进,还有一些正在论证的核能推进方式,如核裂变碎片、核脉冲、核冲压。空间核动力通常包括核反应堆、能量转换模块和配套的推进系统,以及热力和电力控制等辅助系统与桁架等结构模块。

火星探测器推进系统发展与展望

推进系统作为火星探测器的关键分系统,为探测器在轨任务各阶段轨道机动提供速度增量,为探测器姿态调整提供控制力和力矩,为火星软着陆时探测器悬停、避障和火星轨道交会对接提供所需的平移推力。推进系统能否正常、可靠地工作,对探测器任务的成败至关重要。此外,推进系统性能的优劣决定了探测器携带的有效载荷比例及最远飞行距离,因此对探测器推进系统进行研究具有巨大的科学和工程价值。本文对近期已飞行的及在研的国内外火星探测器推进系统进行了分析,希望对我国火星探测推进技术的发展提供参考。

射流阀门开/闭过程无网格法数值模拟

为研究姿轨控发动机射流换向阀门开/闭过程的复杂流场,采用耦合两方程湍流模型的最小二乘无网格方法进行数值模拟,清晰捕捉到了合理的流场结构与流动特征,成功模拟出附壁流动、主流的切换等复杂的非定常流动状态,给出了主流切换时间,能够客观地反应射流阀的基本切换过程。数值模拟结果为姿轨控发动机射流阀门的设计提供了参考,耦合两方程湍流模型的最小二乘无网格方法在求解射流阀切换过程这一实际工程问题时具有良好的适应性。

N-S方程耦合雷诺平均湍流模型无网格算法研究

该文研究基于最小二乘无网格方法的耦合雷诺平均湍流模型求解粘性流动的问题。采用标准k-ε、重整化群(RNG)k-ε、可实现k-ε及威尔考克斯(Wilcox)k-ω模型封闭雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,采用AUSM+-up迎风格式求解数值通量,应用结合点云重构技术的最小二乘法拟合空间导数,以及三阶强劲稳定保护型(SSP)型龙格库塔(Runge-Kutta)显示时间推进格式求解离散后的控制方程。基于以上算法,成功实现了对三维ONERA M6机翼粘性绕流流场的数值模拟,清晰地捕捉到了M6机翼表面的波系结构。结果显示,波系结构较合理,展向方向不同位置处的机翼表面压力系数分布曲线与实验值吻合较好,表明该文方法可有效模拟三维粘性流动,拓展了无网格方法求解湍流流动的途径。

空间核动力推进技术研究展望

为满足未来太阳系边际探测、深空轨道转移、载人深空探测等大型空间任务对于高可靠、可持续、大功率动力源的需求,空间核动力推进技术成为全球研究热点。通过追踪世界主要国家现阶段空间核动力发展动态,对空间核动力领域模块化、通用化、型谱化的发展方向进行了系统性梳理,对涉及的总体技术、散热技术、制造技术、验证技术等关键技术进行了解析。最终总结我国核心优势和潜在风险,为未来空间核动力推进的规划论证与技术研究提供参考。

无网格法耦合RNG k-ε湍流模型在亚、跨声速翼型黏性绕流中的数值模拟

基于移动最小二乘无网格方法,耦合RNG(Re-Normalisation Group)k-ε湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程。采用AUSM(Advection Upstream Splitting Method)+-up迎风格式求解数值通量,应用在高度各向异性点云结构中取得良好结果的点云重构技术结合移动最小二乘法拟合空间导数,并用三阶SSP(Strong Stability Preserving)型Runge-Kutta显式时间推进格式求解离散后的控制方程。在此基础之上,实现了对NACA0012、RAE2822翼型亚、跨声速黏性绕流的数值模拟,给出了翼型表面压力系数分布曲线、不同位置处的平均速度剖面、马赫数等值线等计算结果,并与实验值及相关文献数值模拟结果进行比较,结果吻合较好。表明所发展的结合点云重构技术的无网格方法耦合RNGk-ε湍流模型能够成功模拟翼型亚、跨声速黏性绕流,验证了所提算法的有效性,并拓展了无网格方法求解湍流流动的途径。

基于最小二乘无网格方法的大涡模拟研究

对基于最小二乘无网格方法的大涡模拟进行研究,采用Smagorinsky亚格子模型封闭滤波后的N-S控制方程.针对无网格方法的特点提出适合无网格方法的空间滤波尺度求解形式,用AUSM+格式求解数值通量,最小二乘法拟合空间导数,三阶龙格-库塔法进行时间迭代.在此基础之上对Re=22 000状态下的二维方柱绕流问题进行数值模拟与分析.讨论了初始条件对计算结果的影响,统计了斯特劳哈尔、平均升阻力系数、方柱后方中心线上的平均速度及其均方根值以及不同位置处的平均速度及其脉动值沿Y方向的分布,并将统计结果与实验值及其他数值模拟结果进行对比,结果符合较好.

基于网格/无网格的三维超音速流场数值模拟

该文针对绕三维复杂外形流动的数值模拟,提出了一套基于笛卡尔网格/无网格的混合算法。该算法采用计算效率高的笛卡尔网格覆盖全场,而在计算物体表面及周围邻近区域布置无网格离散点。通过对重叠区域的划分和信息传递,建立各计算区域之间的耦合关系,形成完整的计算系统。为验证混合算法数值模拟的适用性和准确性,该文对超音速圆球绕流进行了计算,将激波的位置、形状与理论分析结果进行了对比。并进一步采用该算法对Ma=2.5、0°~10°攻角下的B1AC2R标准导弹模型进行了计算,获得的气动力系数与实验值基本吻合,表明该文提出的方法可以进行实际工程应用。

非恒定增压式微尺度拉瓦尔喷管流动特性

针对微尺度喷流在航天器运动状态切换时出现的非恒定增压变化,采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对阶跃式增压和线性式增压两种模式下的微尺度拉瓦尔喷管流场进行了模拟,并对其变化过程中的流动特性进行了对比分析。结果显示:阶跃式增压会导致流动特性出现较大幅值的峰谷式波动,而线性式增压下的流动特性则呈现出线性变化的特点;黏性力对微尺度喷流的非恒定增压变化产生了重要的黏滞作用,在喉部扩张段至出口的流场中尤为明显;在设定的条件下,阶跃式增压过程中喷流产生的总冲量较线性式增压高59.5%,质量流量高74.7%,单位工质提供的冲量低约8.6%,波动性也高于线性式模型,阶跃式增压适用于系统需要较大推力改变运动状态且推进剂充足的情况,而线性式增压在系统精确微调或需要推进剂产生更高效能时具有明显的优势。