高空羽流场的DSMC计算和实验研究

以小推力发动机的高空羽流场为研究对象 ,实现了高空小喷管氮气流DSMC方法数值模拟 ,验证了DSMC方法在高空膨胀流中的可用性 ,并在现有设备基础上 ,进行一组高空羽流试验 ,给出试验与计算的对比结果。结果表明 :喷管出口附近能得到满意结果 ,由于实验设备能力所限 。

空间发动机羽流场的试验研究

为研究空间发动机羽流对卫星的影响,建立羽流污染预报系统,研制了一套羽流试验系统并进行了试验研究。试验台主要包括空间环境模拟系统,电热气体发动机,稳压气源,轴向和径向移动装置,测量系统和温控系统。系统可在满足10-3Pa量级的真空压力和93±5K的背景温度下稳定运行和精确测量。本文完成了表征羽流特征的关键参数-压力场的测量,同时采用CFD和DSMC相结合的方法进行羽流场的数值模拟计算。测量数据与数值计算结果以及相似试验条件下Boyd等人的测量结果进行了对比。

地幔柱大辩论及如何验证地幔柱假说

目前关于地幔柱存在与否的争论主要集中在地幔柱学说的三个假设上:(1)起源于地球核幔边界缓慢上升的细长柱状热物质流;(2)热点下具有异常高温地幔;(3)地幔柱是相对静止的。这三个方面的验证需要今后深部地球物理探测、岩石学和古地磁等学科的综合运用和进一步的工作。文中认为,地幔柱学说依然能合理地解释地球上一级地质现象,反对地幔柱的学者过分强调了一些小尺度的与地幔柱理论不符的细节,而小尺度地壳特征显然还受到其他许多因素的影响。可以从以下5个方面来鉴别老地幔柱:(1)大规模火山作用前的地壳抬升;(2)放射状岩墙群;(3)火山作用的物理特征;(4)火山链的年代学变化;(5)地幔柱产出岩浆的化学组成。研究表明,峨眉山大火成岩省满足其中的3到4个指标,因此地幔柱是形成峨眉山玄武岩的主要动力学机制。

高空羽流试验系统和压力场的测量

为研究空间发动机羽流对卫星的影响,建立针对太阳反光镜、光学仪表和低温红外传感器等重要载荷的羽流污染预报数据库,开发了一套羽流试验系统并进行了试验研究.试验台主要包括:空间环境模拟系统;电热气体模拟发动机;稳压气源;测量系统及其温控.采用计算流体动力学(CFD)和直接模拟Monte Carlo(DSMC)相结合的方法完成了羽流场的数值模拟,计算结果为试验参数的选择提供了重要依据.试验系统满足在mPa量级的真空压力和(93±5)K的背景温度下的稳定运行和精确测量.完成了国内首次在模拟100 km高空条件下,羽流场关键参数——压力场的测量.

20cm离子推力器羽流对微波通信影响的试验研究

离子推力器工作时产生的等离子体羽流会对穿过其间的电磁波产生影响。为了解通信微波在羽流中的传输特性,在带有透波真空舱的专用设备上进行了羽流对微波通信影响的试验。采用的方法是将一对发射和接收双脊喇叭天线口紧贴透波舱两侧并正对放置来测试穿过羽流的通信微波的变化情况。试验结果表明:在1～5GHz微波通信频段范围内,离子推力器所产生的羽流对电磁波的波幅和相位影响较小,幅度衰减不超过4dB,相位偏差不超过80°。

羽流导流综合验证试验技术

为了验证发动机羽流对航天器的综合力、热效应,验证发动机与羽流导流装置的相容性,考核羽流热防护材料性能及防护效果,开展了发动机燃气羽流导流综合验证试验工作。为了完成本次试验,对现有大型高空模拟试验台进行改造,新增试验件结构安装系统、位姿调整系统、温度控制系统,改造真空舱系统、真空抽气系统、测量系统、监控系统及推进剂加注系统等。采用机械真空泵与低温泵组合工作的方式获得试验所需真空环境,利用压电测力仪测量羽流扰动作用力,利用基于六自由度平台模式的位姿调整系统实现相对运动的模拟,试验系统经调试与试验验证满足各项技术要求。通过试验获得了试验验证器所受羽流扰动力数据以及试验验证器表面压力、温度及热流密度等参数分布数据,试验取得成功。

遥感FTIR光谱技术在固体推进剂羽焰测试中的应用

介绍了遥感傅立叶变换红外光谱测试技术的优点,综述了遥感FTIR光谱技术在固体推进剂羽焰红外绝对辐射能量、羽焰温度、燃气浓度测定中的应用。根据羽焰辐射亮度分布可判断燃烧产物种类,通过能量积分得到推进剂辐射能时间分辨图。总结了遥感FTIR光谱法在测定羽焰试验过程中的绝对辐射能量、燃烧产物温度和浓度方面的基本理论、试验方法、结果和应用。表明遥感FTIR光谱法是一种测定固体推进剂信号的可靠方法。附19篇文献。

三组元双工况火箭发动机羽流发射光谱实验研究

为研究火箭发动机故障的羽流光谱诊断技术 ,对三组元双工况火箭发动机羽流发射光谱进行了实验测量。结果表明当发动机有异常杂质进入羽流时 ,羽流光谱中有该物质的显著特征光谱 ;同时 ,正常情况下羽流辐射光谱随发动机不同结构、不同工况及不同工作参数而表现出不同的特征光谱。

导弹尾流对后弹体影响的CFD仿真分析

为了合理设计空空导弹尾部的热结构,通过数值仿真对不同飞行高度、飞行速度和燃烧室内压状态下导弹尾喷流对后端热结构的影响进行分析,获得了影响导弹尾部热环境的规律。研究结果表明,导弹后端面热环境的恶劣程度随飞行马赫数和燃烧室内压的增加而增大,但在中低空情况下飞行高度变化对其影响较小,数值模拟结果与地面点火试验及空中飞行试验结果相吻合。

比热比和压比对高超飞行器尾喷流影响的实验研究

采用比热比为1.25的四氟化碳和空气的混合气体,模拟了超燃冲压发动机出口高温燃气的比热比。采用模型内喷管模拟发动机内喷流,风洞流场模拟飞行器外流。在0.5m常规高超声速风洞中,建立了模拟吸气式高超飞行器热态尾喷流干扰研究的实验手段,开展了喷流比热比对吸气式高超声速飞行器后体区域气动性能影响的实验研究。比较了相同外流和喷流落压比条件下,纯空气和混合气体喷流在喷流干扰区域的压力分布及流场结构。结果显示,混合气体喷流和空气喷流在喷流干扰区域的流场及表面压力分布差别明显。实验证实了喷流比热比是一个不可忽视的重要因素,在研究吸气式高超声速飞行器喷流干扰问题时应准确模拟。

地外天体上航天器起飞瞬时羽流对主发动机干扰效应影响

与地面运载/导弹发射相比,地外天体起飞航天器的主发动机在受限空间内点火瞬时,将短时处于非自由流态的工作环境条件下;羽流激波进入喷管内部且可能产生“激波贴壁”,对发动机喷管造成力、热综合效应,影响发动机工作的安全可靠性。文章从地外天体受限条件下羽流对发动机的影响要素出发,完成地外天体受限条件下的羽流建模和仿真分析,给出激波在喷管内的分布形态和变化规律并进行试验验证。所得结论可对地外天体起飞航天器的构型布局设计、导流设计和主发动机工作安全性评估提供参考依据。

飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响

本文采用一种近场和远场分区耦合、时间相关法和空间推进法相结合的方法计算分析了飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响。计算结果表明高空飞行时的喷焰温度低于地面环境下的喷焰温度。但是 ,由于高空环境压力的降低使得喷焰的复合效应减弱导致自由电子数密度沿喷焰轴向衰减减慢 ,使得高空飞行时喷焰对微波的有效作用范围增大。由此可以推断实际飞行时喷焰的微波衰减比在地面环境时更为严重。

利用10N推力器羽流试验数据建立羽流场数学模型

利用MBB10N推力器羽流试验数据建立推力器羽流场的数学模型并确定其模型参数,以便利用此数学模型分析此类推力器对卫星的羽流干扰力、干扰力矩以及对太阳翼、敏感器的热效应等羽流污染。本文建立的羽流场数学模型不同于Simons羽流场数学模型及羽流特征线方法,但本质上仍满足羽流远流场为自由分子流的假设条件;本文建立的羽流场数学模型的非线性表达式更便于利用试验数据实现系统辨识,而且可达到相当满意的辨识准度。

固体火箭发动机地面和飞行过程中羽流红外辐射的计算研究

为研究固体火箭发动机地面和高空飞行过程中羽流红外辐射随飞行高度的变化,计算了某型固体火箭发动机在地面试车和7.5-80 km之间一系列高度工况下,发动机内、外流场和红外波段2--6μm的辐射。发动机内流和羽流流场采用非平衡化学冻结模型计算,高温Al2O3颗粒和燃气组分混合的羽流辐射场采用FVM模型计算,其中燃气组分的光谱特性用WSGG模型计算,Al2O3颗粒的光谱特性用Mie理论计算。研究了2.7-2.95μm、3.6--3.85μm和4.2-4.45μm三个波段,羽流高温核心区表面的辐射强度;以及高温核心区在轴向主平面和法平面上,0°、45°和90°三个视角的辐射亮度。研究发现：随飞行高度上升,环境压力下降,羽流体积膨胀,其中高温核心区气相温度迅速下降,Al2O3颗粒浓度也所有下降,但颗粒温度仍比较高。发动机在地面工作时,羽流的强辐射带沿其轴线呈连续状分布;但在高度小于22.5 km的低空飞行时,羽流的强辐射带除了出口区域以外,还在出口下游的后燃区出现。羽流的红外辐射亮度在纵截面上具有轴对称性。在光谱分布方面,发动机飞行高度小于40 km时,羽流辐射呈现燃气辐射的光谱差异性,但发动机在40 km高度以上飞行时,羽流辐射呈现高温颗粒辐射的光谱连续性。

姿控发动机羽流气动力测量试验方案初探

航天器的姿控发动机羽流对大型太阳能电池翼产生气动力效应越来越受到工程设计部门的重视。首次提出了117N姿控发动机羽流撞击太阳能电池翼的气动力的地面测量试验方案。针对地面试验的三个技术难点,采用抽速千万升每秒的液氦深冷泵技术满足高放气量的动态真空度要求;用可调节弹簧机构克服重力对气动力测量的影响;采用测量位移的方法间接测量气动力的数值大小,采用高精度的电磁力校准装置对测量系统进行原位校准,校准过程消除了系统误差对测量精度的影响,测量精度较高。

煤油-氧火焰中铁的辐射光谱实验研究

为了对羽流激波中金属光谱特性进行研究 ,用煤油 氧火焰气体模拟煤油 氧发动机的羽流 ,以二茂铁溶于煤油模拟发动机材料铁的磨损 ,给出不同混合比下铁在火焰中辐射光谱的实验与仿真结果。实验光谱数据随铁的浓度不同而变化 ,理论光谱与实验结果吻合较好 ,验证了羽流中金属原子辐射光谱的仿真程序。

机械排烟控制小室火灾烟气的实验研究

采用全尺寸实验对较大火源功率下机械排烟控制小室火灾烟气的效果进行了研究.根据小室内的温度分布特点以及所稳定的烟气层高度,通过实验数据和计算结果的对比,分析了较大火源功率下3种经典羽流模型在小室机械排烟过程中的适用范围.结果表明,在火源功率大于250 kW时,Heskestad模型的计算值与实验值符合较好,并进一步对实验数据进行拟合,修正了Heskestad模型,从而得出较大火源功率下,控制烟气从小室溢出所需要的风机风量与火源功率以及所控制的烟气层高度之间的半经验关系式.

基于地外天体起飞的真空羽流导引技术研究方案评述

随着载人航天、深空探测的发展,探测器的地外天体发射起飞越来越多。发动机喷射的羽流所诱发的冲击振动以及反溅气流对上升级的气动力干扰,均对探测器的起飞稳定性造成不利的影响,同时也对探测器产生一定的热冲击效应。文章结合真空羽流场的流动特点和目前的研究现状,提出了基于地外天体起飞的真空羽流导引技术的研究思路、研究方法和研究路线;针对羽流导引方案,采用数值仿真和地面模拟试验相结合的方法进行了评价分析,确定了最优方案。真空羽流导引技术研究方案在某型号项目中的实施取得了良好的效果,证明了本研究思路的正确性。

红外成像在羽流撞击平板热效应试验中的应用

为了研究发动机羽流撞击平板的热效应,通过在风洞内建立羽流流场,利用红外热像仪测量平板模型的表面温度,进而获得不同推力产生的羽流撞击平板的热流率分布。首先回顾了高空羽流污染及其效应研究所开展的工作,接着介绍了试验研究所使用的高超声速低密度风洞、红外热像仪等主要仪器设备的性能参数以及平板模型的外形特征,其次给出了2 N与10 N推力的试验条件、热流处理方法、试验结果及其讨论,最后研究了推力喷管轴线与平板距离变化对羽流撞击平板的热效应影响。结果表明:发动机喷管轴线与平板的距离不同,羽流撞击产生的高热流率区域的位置与大小也不相同,距离越小,高热流区域越靠近平板前缘,产生的热效应也越强。

S/P模式计算的冷却塔烟气抬升高度敏感性试验

德国VDI3784的S/P模式为三维流体动力学积分模式,其方程主要描述了无穷小体积元素的质量、动量、静态污染物质量浓度及能量的守恒。利用德国模式进行了冷却塔烟气排放不同参数、不同大气条件下烟气抬升高度的敏感性试验。结果表明:在影响烟气抬升高度的3个气象要素(风速、气温和湿度)中,风速和气温的变化对结果影响较大,而湿度影响较小。在D类稳定度,当环境风速从0.1 m/s增加到15.0 m/s时,抬升高度从711.7 m变为38.5 m。随着环境温度的升高,抬升高度明显单调变小;当稳定度为A类,环境温度从10升到40时,烟气抬升最大高度从688.9 m降低到45.1 m,降低了14倍多。而环境湿度的变化,对抬升高度的影响不是很明显。对于E类稳定度和F类稳定度,当环境湿度从20%增加到70%,最大抬升高度分别从115.3 m和84.6 m降到112.9 m和81.7 m,分别降低了3.43%和2.08%。在影响烟气抬升高度的其他3个因素(凉水塔直径、烟气出口速度和混合气体温度)中,混合气体温度的变化对结果影响较大,而凉水塔直径和烟气出口速度的影响较小。在各类稳定度条件下,当出口温度从20变到90时,烟气抬升高度增加1.2—13.3倍;在各类稳定度条件下,当凉水塔直径从30 m变到90 m,烟气抬升高度仅增加0.63—1.40倍;在各类稳定度条件下,当出口速度从2.5 m/s变到8.0 m/s,烟气抬升高度增加了0.24—0.74倍。