纳秒脉冲激光斜入射辐照铝靶等离子体羽流及微冲量特性研究

为研究脉冲激光斜入射烧蚀铝靶冲量耦合机理,直接测量其宏观冲量耦合特性是其中一种手段,但激光烧蚀包含多种物理过程,仅仅研究其宏观力学性能难以深入分析冲量形成机理,脉冲激光烧蚀形成的等离子体羽流喷射是诱发力学效应的重要过程,因此,在研究宏观力学性能的基础上,通过开展脉冲激光斜入射烧蚀铝靶等离子体羽流及发射光谱特性测量研究,深入分析脉冲激光烧蚀冲量耦合机理。围绕单脉冲1064nm激光斜入射烧蚀铝靶开展研究,首先通过构建高速摄影测量系统和发射光谱测量系统,获得了典型激光能量密度斜入射烧蚀铝靶产生的等离子体羽流图像、等离子体光谱图像和等离子体发射光谱,基于等离子体发射光谱,利用Boltzmann作图法和Stark展宽法,分别研究了脉冲激光多种斜入射角度下等离子体温度、电子数密度随能量密度的变化关系;通过搭建扭摆微冲量测量系统,研究了脉冲激光多种斜入射角度下,沿着激光入射方向的冲量耦合系数随能量密度的变化。研究中遵循从羽流微尺度演化过程到冲量宏观力学性能测量分析的研究思路。实验结果表明,随着能量密度的增加,等离子体羽流发光强度增强,羽流离化程度增加,等离子体温度、电子数密度均先迅速增加,冲量耦合系数也迅速增加;当能量密度大于15 J·cm^(-2)时,由于等离子体屏蔽效应,等离子体温度、电子数密度均逐渐趋于饱和,最终导致冲量耦合系数随着能量密度的增加而减小;此外,随着入射角度的增加,等离子体温度、电子数密度均逐渐减小,导致冲量耦合系数也随之减小。研究结果表明,利用高速摄影和发射光谱可较好地分析脉冲激光烧蚀冲量耦合机理,研究结果可为激光空间碎片清除、空间微推力器、空间非合作目标消旋等空间应用的关键参数优化提供参考。

GEO卫星霍尔推力器羽流防护结构混合PIC模拟

霍尔推力器应用于GEO卫星时,羽流会对太阳能翼板表面高透光玻璃盖片产生一定的影响,导致太阳能电池整体输入功率降低。因此,有必要针对羽流的影响对翼板表面进行一定的防护。在对目前国内外羽流安全性评估及防护方面的工作进行一定调研的基础上,针对SPT100应用于典型的GEO轨道卫星时的情况,利用SPIS软件运用混合单元粒子(PIC)方法模拟了两种可能的太阳能翼板羽流防护方案,并分析比较了每种方案的优缺点及防护效果,为推力器在轨飞行时的羽流防护提供一定的借鉴。

内置式深冷泵抽速计算及数值模拟研究

基于全舱布泵概念设计的内置式深冷泵是真空羽流效应实验中维持真空舱内动态真空度的关键设备。对基于麦克斯韦速度分布假设的内置式深冷泵抽速计算公式分析发现,该式不适用于带喷流的空间发动机羽流实验舱内的动态真空度和冷板面积计算。采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法对所设计的内置式深冷泵的抽速和真空舱内的动态真空度进行了数值模拟研究,结果表明DSMC方法在给定条件下能更准确地计算带喷流的空间发动机羽流实验舱内的动态真空度和冷板面积,计算结果与国外同类实验中空间发动机喷流流量与所需冷板面积的计算结果一致。

发动机和羽流对地球同步卫星底部辐射加热的计算研究

地球同步卫星工作过程中法兰底座所受的辐射加热对法兰上的控制开关等零件的安全有重要影响。为此,建立了节点网络法计算发动机和隔热屏对卫星法兰底座及控制开关的辐射加热,比较了发动机、隔热屏和羽流3种辐射源的作用大小,还研究了发动机位置的平移对底部法兰及控制开关辐射加热的影响。研究表明:羽流对法兰和控制开关的辐射热流最小,发动机对法兰和控制开关的辐射热流最大;法兰和控制开关上不同侧面受到的辐射加热很不均匀,面向发动机正面的侧面辐射加热最强,面向发动机头部的侧面辐射最小;发动机向后平移可以显著降低法兰和控制开关上辐射热流的最大值。

关于确定秦山核电厂(一期工程)烟羽应急计划区大小的建议

本文按照国际上划分应急计划区的一般原则,参考美国建立烟羽应急计划区的具体准则和方法,结合我国国情和秦山核电厂厂址的环境特征与事故释放特征,在对假想事故释放的预期剂量和相应的干预水平进行比较后,建议将秦山核电厂(一期工程)的烟羽应急计划区分为内区和外区。内区半径为3—5km,制定有撤离计划;外区半径为7—10km,一般不考虑采取撤离措施。

基于红外遮蔽的地面烟幕防空阵地部署模型研究

现代防空作战中,本着及时响应、快速反应、发挥烟幕最大遮蔽效能的原则,发烟装备必须实现预先阵地配置。将解析几何分析和数值分析算法应用于阵地部署模型的研究:基于三维战场空间和烟幕需求,通过解析几何分析构建了垂直烟幕空间尺度计算模型;基于烟幕扩散模式--高斯烟羽模式,应用数学推导、牛顿下山法构建了单点施放垂直烟幕计算模型。以单点施放烟幕为构成单元,以空间烟幕需求为最终标准,综合建立了多点施放垂直烟幕计算模型,即防御红外制导武器的地面发烟装备阵地部署模型。结合试验对比分析表明:模型计算结果与试验数据一致性较好,构建的模型是合理可行的。

火箭发动机有遮挡情况的尾焰红外辐射计算

火箭发动机工作过程中的尾焰会产生强烈的红外辐射,对其结构及载荷有加热的效果,同时一些结构成为了遮挡物体,会影响辐射的传输。为了研究复杂的有遮挡状况下的红外辐射传输,采用反向蒙特卡洛方法,编写气体红外辐射计算程序。计算并分析标准等温流场对其表面的辐射强度,与教材算例对比,验证了红外辐射算法的有效性和正确性。针对某尾焰复燃流场,分别计算并分析尾焰流场有无遮挡两种情况下的气体红外辐射强度。并比较了遮挡物在不同形状、尺寸、位置下产生的影响。研究表明:尾焰的辐射会对发动机结构产生热影响;增加遮挡后,被遮挡区域的辐射强度数值明显减小;遮挡的形状、尺寸及位置都会对其效果产生影响。