充气式返回舱化学非平衡仿真分析

采用空气五组分模型对充气式返回舱的气动特性进行了化学非平衡数值模拟研究,考察了返回舱外形变化对流场温度和压力的分布以及壁面热流密度和压强的影响,分析了流场中组分分布情况。研究结果表明,外形变化在总体上对返回舱流场特性影响较小,会使舱体壁面处的热流密度有所增加;对流场组分分布的研究发现,由于N 2比O 2更难解离,在整个流场中N的摩尔分数远低于O的摩尔分数;在目前的计算条件下,沿轴线和壁面的氮氧比与来流基本保持一致。仿真结果在总体上与实验结果符合较好,验证了仿真模型的可靠性。

高超声速飞行器减阻杆-双盘-槽道组合构型减阻防热特性研究

针对高超声速飞行器减阻防热问题,提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆-双盘-槽道组合构型。在飞行高度30 km、来流马赫数6条件下,基于SST k-ω湍流模型,采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均N-S方程,对组合构型的流场进行了数值模拟,并分析了其减阻防热特性。相比减阻杆-单盘构型,减阻杆-双盘构型减阻防热效果更好,而减阻杆-双盘-槽道构型可以进一步提高减阻防热效果。进行了组合构型的影响因素分析,数值仿真结果表明,在研究参数范围内,侧向排气孔靠近两个气动盘中间位置、第二个气动盘直径较大的构型减阻防热总体效果较好。相比减阻杆-单盘构型,较优构型的总阻力系数降低了24.70%,钝体壁面斯坦顿数峰值降低了53.63%。

基于进入圆球的火星大气密度与风速反演方法

针对现有火星大气密度和风速探测方法的不足,提出了一种基于进入圆球的火星大气密度和风速反演方法。圆球携带加速度计和陀螺仪测量大气阻力加速度和姿态。基于圆球阻力加速度方向实现风速与密度解耦,设计了风速独立求解算法和基于高精度风速反演结果的密度求解算法,并通过理论分析和数值仿真对反演算法的误差进行了分析计算。仿真结果表明该方法可有效反演得到高精度火星中低层大气密度和风速,在80 km以下,横向风速误差在8%以内,密度误差7%以内。

基于参数化导波体的乘波体设计和分析

基准流场的特性是影响乘波体外形和气动特性的核心因素,如何改进基准流场生成更符合需求的乘波体仍然是设计的难题。本文中采用参数化的方法设计导波体外形,并采用激波装配法求解基准流场,通过改变参数控制导波体外形,进而影响基准流场的特性,得到基准流场后,采用“平切激波面”的方法得到乘波面和乘波体。具体分析了导波体的水平面母线形式、钝头半径、下表面底部型线形状对所得乘波体的影响。结果表明:在导波体长宽高一定的情况下,水平面母线采用适当的外扩张形式,可以得到升阻比更大的、压心更靠前的乘波体;钝头半径越大,所得乘波体的升阻比更小,容积率更大,压心更靠前;底部型线外扩张的程度越大,所得乘波体升阻比更小,容积率更大,压心位置差别不大。

不同尺度飞行器周围等离子体分布及电磁波传输效应

研究气动电磁波传输效应对于评估和解决黑障问题具有重要意义。基于求解三维N-S方程及波动方程的数值方法,分析了天线位置、电磁波频率、飞行器特征尺度等因素对飞行器周围等离子体分布和电磁波传输的影响。研究结果表明:在同一再入条件下,随着球头半径增加,飞行器周围电子数密度、等离子体鞘套厚度以及对电磁波的衰减也随之增大,影响天线附近等离子体分布的主要机制是NO电离反应;轴向天线位置和频率对电磁波衰减具有重要影响,可以通过提高电磁波频率和合理选择天线位置降低等离子体对通信影响;飞行器沿弹道再入过程中,等离子对电磁波的衰减出现峰值,高频电磁波的通信中断区间缩小;典型条件下等离子体分布及通信中断的预测与测量结果一致,该预测手段可为飞行器电磁通信系统设计提供技术支持。

光纤传感器对合金结构瞬态高温应变测量的适用性研究

高温下结构应变测量数据的重复性是判断测量结果有效性的前提和基础。文章采用石英灯辐射加热技术构建瞬态辐射加热环境,以薄壁平板型合金材料结构为测量对象,对光纤应变传感器在瞬态加热环境下应变测量数据的重复性进行实验研究,以确定其对合金材料瞬态高温下应变测量的适用性。结果表明:光纤传感器与K型热电偶的测温偏离量小于1.76%;在安装面加热状态,瞬态加热温升速率最高达到18℃/s,结构最高温度达到850℃,此温度下测得的结构件最大应变为9848.2με,3次实验测量数据的重复性优于1.42%;非安装面加热状态、结构温度650℃下的3次测量数据重复性为0.95%,且与安装面加热状态、相同温度下的测量数据平均值的相对差异仅为0.67%。综上说明,所采用的光纤应变传感器适用于石英灯瞬态辐射加热环境下合金结构件的应变测量。

高超声速再入体表面热解烧蚀效应数值模拟

表面防热材料热解与烧蚀效应研究在高超声速飞行器总体设计中具有重要应用价值。以热解烧蚀效应对飞行器目标特性及通信性能影响的预测评估为背景,从化学非平衡气体动力学方程及固体热传导方程出发,建立了气-固交界面上热解烧蚀壁面边界条件的一般形式及热物理化学模型,发展了高超声速再入体绕流流场与表面材料内部温度场耦合求解的数值模拟方法,并对计算模型和数值方法的可靠性进行了验证分析。在此基础上针对复杂外形再入体及表面硅基防热材料,开展了典型再入条件下再入体绕流及尾流流场的数值模拟,重点分析了表面材料热解烧蚀效应对流场等离子体分布的影响。研究表明:在表面材料中不含碱金属杂质的情况下,热解与烧蚀效应对流场中等离子体分布影响较小,而在含有微量碱金属杂质的情况下,热解与烧蚀效应对流场中等离子体分布及化学组分分布具有很大影响,由此对再入目标特性与电磁通信性能带来的影响不容忽视。

“嫦娥五号”高温水升华热排散系统可信构造与确认

针对“嫦娥五号”月球探测器高温水升华热排散系统研制过程中面临的相关难题,探索并实践了一种“可信构造与确认”产品质量管理方法,从“设计正确”“验证充分”“过程受控”3个方面开展了全系统、全要素和全过程的正向构造和确认,提出了一系列可信要素实现途径、方式与方法。在轨飞行表明:高温水升华热排散系统在轨性能与地面实验结果一致,增强了复杂集成单机系统正向设计、验证与过程控制能力,实现了高温水升华热控技术的首次月面成功应用。

动态大气环境下高速飞行器气动噪声不确定性量化研究

临近空间内大气参数的动态变化会导致高速飞行器气动噪声具有显著的不确定性特征,准确量化气动噪声不确定性特征对飞行器结构设计具有重要意义。针对高速飞行器机翼结构,首先通过本征正交分解和代理模型技术建立气动噪声的降阶分析模型,提升气动噪声的分析效率;然后,基于降阶分析模型和大气参数的随机分布特性,高效量化动态大气环境下高速飞行器气动噪声的不确定性特征;最后,通过敏感性分析研究大气参数对气动噪声的影响程度。研究结果表明:所构建的降阶模型具有较高的分析效率和预示精度,能够准确高效地量化动态大气环境下飞行器气动噪声的不确定性特征;大气参数和气动噪声之间存在非线性关系,激波及激波后边界层分离非线性是造成气动噪声剧烈波动的重要原因;大气密度变化对气动噪声不确定度贡献较大。

类Clipper再入返回飞行器气动特性分析

针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明:类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。

跨流域跨声速平板绕流计算研究

跨流域流动现象广泛存在于高超声速飞行中,为了准确预测不同流域、不同速域的流动传热特性,该文采用基于统一随机粒子方法开发的SPARTACUS求解器模拟了跨流域高超声速平板绕流。结果表明:随着马赫数增大,压缩效应导致激波厚度减小,平板表面的摩阻系数热流系数都相应的增大;随着努森数增大,分子间碰撞不充分导致更多的气体分子与壁面发生碰撞,形成了局部的高温高压区域。计算得到的平板阻力系数与高超声速平板绕流阻力系数的桥函数吻合较好。

大型柔性航天器动力学与振动控制研究进展

随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着超高速、超大尺度、多功能的方向发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣.航天器发射过程中的振动及其主/被动控制、在轨运行中大型柔性航天器动力学建模与动态响应分析、结构振动与飞行器姿态的混合控制等问题越来越复杂且难于处理;航天器结构的大型化和柔性化(如大阵面天线和太阳翼等)也对其地面试验和半实物仿真提出了挑战.本文着重介绍大型柔性航天器涉及到的动力学与振动控制问题,包括航天器发射过程中的整星隔振,大型柔性结构动力学建模与振动响应分析,大型柔性航天器的结构振动与姿轨控耦合动力学及其混合控制等.提炼出航天动力学与控制领域中亟待解决的若干基础科学问题,包括:多刚柔体系统动力学建模与模型降阶(涉及大变形柔性体动力学建模、多求解器合作仿真、模型降阶、组合结构动力学建模的解析方法等);复杂结构状态空间模型构建方法与能控性(涉及状态空间模型构建的理论与实验方法、复杂结构振动控制系统的能观性与能控性等);航天器姿态运动与大型柔性结构振动的混合控制律设计(涉及姿态机动与结构振动的鲁棒混合控制、执行机构与压电控制器的协同控制等).

飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究

本文研究了以平衡攻角为中心作单自由度俯仰振荡的飞船返回舱 ,其动态稳定形态随来流M∞ 的变化。设θ(t)是由平衡攻角起算的俯仰振荡角 ,Cm 是作用在飞船返回舱上的气动俯仰力矩系数 ,Cμ(θ, θ)· θ是机械阻尼力矩 (自由飞行时为零 ,实验时要计入其影响 ) ,文中给出飞船返回舱在平衡攻角处的俯仰振荡动态稳定性判据 ,并证明λ =λ(M∞) = Cm θ0+Cμ(0 ,0 ) 1 - Cm ¨θ0 是决定动稳定形态的重要参数。如果随M∞ 的变化 ,λ(M∞)由λ<0经过λ =0变化到λ>0 ,则飞船返回舱将由稳定的点吸引子形态 (即稳定在平衡攻角状态 )演化为周期吸引子形态 (即作周期振荡 )。对应于λ(M∞) =0的马赫数就是飞船返回舱的俯仰运动出现Hopf分叉的临界马赫数Mcr 。本文首先分析了飞船返回舱所受动态气动俯仰力矩的依赖状态变量 ,然后应用非线性动力学理论对飞船返回舱的俯仰运动进行了定性理论分析 ;最后耦合求解俯仰振荡方程和非定常Navier Stokes方程 ,数值模拟了飞船返回舱俯仰振荡随来流马赫数变化的Hopf分叉过程 。

通用导弹气动力计算软件DATCOM的开发与校验

M issile Datcom是由美国空军研发的一套用于导弹气动力估算的软件,在飞行器方案设计阶段具有较高的实用价值。在深入分析M issile Datcom软件源代码的基础上,结合研究成果对软件进行了开发,利用VC++编制了便于用户使用的图形界面,并利用某型导弹的风洞试验数据对软件进行了校验。结果表明,该软件在一定范围内能提供较高精度的气动力系数估算结果,对不同导弹气动力外形具有较强的适用性,为国内气动力工程估算提供了一套通用工具。

高超声速气动力数据天地相关性研究综述

综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势,内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展,气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中,气动力地面试验研究进展部分重点关注国内外与高超声速飞行器研制密切相关的地面风洞试验的能力和不足,及相应的处理手段;气动力数值计算技术研究进展部分主要对国内外若干典型软件的综合能力及其满足高超声速技术的程度进行了概述;气动力试验数据关联外推方法主要对早期美国航天飞机、X-43A及其他飞行器研制过程中用到的气动力天地数据关联方法进行了调研;在上述基础上,进一步指出了开展高超声速飞行器气动力数据天地换算技术需关注的问题。

新型升力再入飞船返回舱气动外形选型研究

未来低成本天地往返运输系统的气动外形设计的总体要求是升阻比高、机动性强、稳定性好、过载低、空间大、可重复使用等。结合国内技术水平和国外经验教训,提出了我国未来新型升力再入飞船返回舱的总体气动需求,采用平面斜切二次曲线构造截面的模线设计方法,设计了四种满足长度、截面尺寸和容积等总体需求的返回舱布局方案。利用基于牛顿理论的气动力工程方法对气动特性进行预测,利用气动力与六自由度弹道的耦合计算研究返回舱无控再入飞行特性。研究表明,所设计的返回舱外形高超声速稳定配平升阻比大于0.9,阻力系数大于0.5,法向过载低于2.5,具有较好的静动稳定性,具备可部分重复使用的潜力。

欧洲返回舱CTV气动特性综述

研究分析了欧洲航天局天地往返运输系统之载人飞船返回舱CTV的气动特性,并与第一代联盟号飞船返回舱的气动特性作了对比研究。该返回舱为钝双锥外形,与联盟号飞船返回舱相比,它具有升阻比高、机动性强、稳定性好等特点。本文还对两类返回舱的气动热特性、防热材料重量、飞行弹道及通讯中断问题进行了对比分析研究。

绳系卫星在轨试验及地面物理仿真进展

通过系绳释放、运行和回收的在轨卫星称为绳系卫星.绳系卫星功能独特,在人工重力梯度、空间传送、电动力推进等方面应用广泛.本文以绳系卫星为对象,概述了全世界历年来绳系卫星的在轨飞行试验,包括试验背景、目的、步骤以及结果等;介绍了近年来绳系卫星的地面物理仿真实验技术,分析了系统结构、仿真原理以及实验结果;对未来我国空间绳系卫星技术的发展提出建议.

化学模型对数值模拟等离子体流动的影响研究

针对典型再入飞行试验条件,基于求解化学非平衡N-S方程的数值方法,对再入体非平衡等离子体绕流进行数值模拟,比较分析了两种典型化学模型对电子数密度数值模拟结果的影响。研究发现,7组分化学模型的电子数密度模拟结果具有较好的一致性,而11组分化学模型的数值模拟结果则存在较大差异,产生差异的主要机制在于不同模型中氧原子的电离效应,总体上Park模型的数值模拟结果与飞行测量结果具有较好的一致性。

高热环境下前缘结构高温应变测量

高超声速飞行器前缘在大气层中长时间飞行时受热严酷,热应力影响大,分析前缘结构热应力十分必要。在电弧风洞模拟的高热环境下采用高温应变计对高超声速飞行器前缘结构进行了高温应变测量,介绍了试验设备、试验条件、试验模型和热输出标定等,并介绍分析了碳基复合材料和某耐热合金2种材料前缘模型试验结果,同时对比了有限元计算结果,表明测量结果真实。试验应变测量最高温度600℃,试验结果表明,前缘模型侧面平板的应力状态处于合理水平。应力应变数据对于结构优化设计起到了重要作用。