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透射式烧蚀激光推力器羽流场分析研究

真空科学与技术学报 2021年第8期41卷 721-725页

作者：崔寓淏喻新发唐振宇文明叶继飞北京卫星环境工程研究所北京100094 航天工程大学激光推进及其应用国家重点实验室北京101416

本文采用蒙特卡洛方法,针对透射式烧蚀激光推力器真空羽流流场进行分析研究。基于烧蚀工作原理,构建了透射式激光推力器喷射理论模型,对其真空羽流流场进行了数值模拟,获得了羽流场变化过程及流场分布情况。将模拟结果与实验结果进行了... 详细信息

本文采用蒙特卡洛方法,针对透射式烧蚀激光推力器真空羽流流场进行分析研究。基于烧蚀工作原理,构建了透射式激光推力器喷射理论模型,对其真空羽流流场进行了数值模拟,获得了羽流场变化过程及流场分布情况。将模拟结果与实验结果进行了比较,结果表明模拟结果与实验结果符合性良好。本文为搭载激光推力器卫星羽流场以及敏感表明污染分析提供理论基础。

关键词：激光推力器蒙特卡洛方法分子流羽流场

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喷管流场和羽流场的N－S数值模拟

推进技术 1995年第5期16卷 1-6页

作者：祖国君蔡国朱定强北京航空航天大学宇航学院

利用时间推进的方法，通过求解可压缩的、雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程，并利用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ两层代数湍流模型和Ｐｒａｎｄｔｌ混合长度模型，数值模拟了飞机和火箭发动机喷管的内流和羽流，获得了喷管内流场和羽流场的参数分布... 详细信息

利用时间推进的方法，通过求解可压缩的、雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程，并利用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ两层代数湍流模型和Ｐｒａｎｄｔｌ混合长度模型，数值模拟了飞机和火箭发动机喷管的内流和羽流，获得了喷管内流场和羽流场的参数分布，计算结果与试验结果及国外研究成果一致。网格划分采用了自适应网格技术。

关键词：喷气火舌数值模拟 N-S方程流场羽流场

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固体火箭发动机羽流场特性的数值研究

弹箭与制导学报 2003年第S3期23卷 307-309,312页

作者：李军曹从咏徐强南京理工大学机械工程学院江苏南京210094

固体火箭燃气羽流场由于其波系组成及流动参量的复杂性,采用实验的方法研究存在一定的困难.为了适应更多工程项目的需要,对羽流场的主要特性参数进行数值研究是十分必要的。针对羽流场中马赫数、温度、压力等流动参数与喷口截面尺寸的... 详细信息

固体火箭燃气羽流场由于其波系组成及流动参量的复杂性,采用实验的方法研究存在一定的困难.为了适应更多工程项目的需要,对羽流场的主要特性参数进行数值研究是十分必要的。针对羽流场中马赫数、温度、压力等流动参数与喷口截面尺寸的相互关系进行研究,通过对具体发动机的计算结果进行分析以及与文献资料的对比,得出了许多有益的结论。

关键词：固体火箭发动机羽流场数值计算

自由分子点源法在非均匀出口羽流场模拟中的应用

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空气动力学学报 2004年第1期22卷 97-100页

作者：程晓丽王强阎喜勤北京空气动力研究所北京100074

为满足高空稀薄流工程估算的精度和效率需求,将Woronovicz自由分子点源模型推广至非均匀出口发动机羽流场的计算模拟。采用分格技术剖分得到多独立点源,以此解决出口平面参数的非均匀性问题。10N双组元发动机羽流的质量和压力计算结果... 详细信息

为满足高空稀薄流工程估算的精度和效率需求,将Woronovicz自由分子点源模型推广至非均匀出口发动机羽流场的计算模拟。采用分格技术剖分得到多独立点源,以此解决出口平面参数的非均匀性问题。10N双组元发动机羽流的质量和压力计算结果同实验符合良好,验证了自由分子点源模型的有效性。某实验型喷管羽流计算表明,点源模型在远场与DSMC方法基本吻合,两者误差在引入非均匀出口条件修正后得到显著改善。

关键词：自由分子点源法非均匀出口羽流场模拟卫星发动机

固体火箭发动机羽流场波系结构及特性数值计算

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兵器装备工程学报 2018年第12期39卷 46-50页

作者：崔立堃叶伟陕西理工大学机械工程学院陕西汉中723001

考虑发动机燃烧产物的具体组分,对不同飞行参数条件,纯气相作用下的发动机羽流场进行了数值计算,分析了羽流场的结构和特性。结果表明:随着飞行马赫数的增加,燃气在喷管后方羽流区域形成的膨胀-压缩波系个数逐渐减少,波系的膨胀半径越... 详细信息

考虑发动机燃烧产物的具体组分,对不同飞行参数条件,纯气相作用下的发动机羽流场进行了数值计算,分析了羽流场的结构和特性。结果表明:随着飞行马赫数的增加,燃气在喷管后方羽流区域形成的膨胀-压缩波系个数逐渐减少,波系的膨胀半径越来越小;随着飞行高度的增加,羽流区域形成的膨胀-压缩波系个数逐渐减少,波系的膨胀半径越来越大;随着攻角的加大,羽流场膨胀-压缩波系偏离轴线上扬,不再具有轴对称性,羽流区域形成的膨胀-压缩波系的膨胀半径、长度逐渐减小。

关键词：固体火箭发动机羽流场波系数值计算

利用10N推力器羽流试验数据建立羽流场数学模型

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航天控制 2005年第3期23卷 26-29,39页

作者：孙宝祥北京控制工程研究所北京100080

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... 详细信息

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。

关键词：推力器羽流试验羽流场数学模型系统辨识

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等离子体羽流场的光学全息干涉度量技术研究

等离子体羽流场的光学全息干涉度量技术研究

作者：冯伟西北工业大学

学位级别：硕士

电推进中的微波等离子推进器(Microwave Plasma Thruster,简称MPT)由于具有比冲高、寿命长、体积小和污染轻等优点而广泛地引起航天器界的重视,针对其羽流场的检测成了至关重要的一部分。由于光学全息干涉计量术是一种可以对三维形变和... 详细信息

电推进中的微波等离子推进器(Microwave Plasma Thruster,简称MPT)由于具有比冲高、寿命长、体积小和污染轻等优点而广泛地引起航天器界的重视,针对其羽流场的检测成了至关重要的一部分。由于光学全息干涉计量术是一种可以对三维形变和位移过程进行可视化全场测量的光学检测方法,且具有全场、非接触、测量精度高以及不受测量物体自发光影响等优点,在等离子体羽流场的检测中具有非常重要的意义。本文从理论和实验两部分探讨了全息干涉术及数字全息术对MPT羽流场的检测,并利用计算机模拟了干涉条纹,验证了实验的结果。主要内容包括:(1) 概述了传统全息术及数字全息术的历史、发展、现状及优点,介绍了等离子体推进器的基本知识和等离子体诊断的各种方法。针对等离子体羽流检测提出了利用光学检测的优势以及可行性。(2) 介绍了全息干涉计量术的理论基础,通过公式推导了二次曝光干涉术的测量原理,并进一步介绍了数字全息术的记录以及再现原理。接着介绍了数字全息术再现的数学基础--离散傅里叶变换,详细阐述了数字全息图的记录与再现的基本原理。利用MATLAB编写了相应的程序,对记录的数字全息图进行分析处理。最后,给出了全息干涉术检测等离子体的理论基础。(3) 分别利用马赫--曾德干涉装置、二次曝光干涉法及实时全息法等观察了等离子体羽流场对光程的影响,都获得了基本相同的结果;通过二次曝光实验记录了等离子体羽流场的全息干涉图。接着利用数字全息干涉术记录了数字全息干涉图,通过程序处理直接得到相位差,由此计算出羽流场的电子数密度;并通过相位倍增,增加了干涉条纹的密度,全场观察了条纹变化。在光学平台实验的基础上,针对真空箱中的特殊条件,设计了两套光路,可以在真空箱中进行全息干涉检测。(4) 介绍了MATLAB语言的基础知识,MATLAB实现光波波前以及实现光波的线性传输的方法,并通过编写程序对各种不同的等离子体模型进行模拟,得到了柱状、球状及锥体时候的干涉图像,并可以在干涉图像中加入参考干涉条纹,可以直接得出相位差。并利用MATLAB编写了程序界面,可以方便的操作和运用。

关键词：全息干涉数字全息术相位倍增微波等离子体推进器羽流场电子数密度 MATLAB

登月舱软着陆过程中羽流场对月壤冲蚀效应研究

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登月舱软着陆过程中羽流场对月壤冲蚀效应研究

作者：毛中举华中科技大学

学位级别：硕士

软着陆过程中,登月舱发动机产生高速高温羽流冲蚀月表月壤层形成弹孔状的月坑,会对着陆后的稳定性造成影响,同时也会卷起松散的月壤颗粒。大量的月壤颗粒以及月尘卷起后高速运动形成的喷砂效应,极有可能阻塞发动机并对精密仪器造成损耗... 详细信息

软着陆过程中,登月舱发动机产生高速高温羽流冲蚀月表月壤层形成弹孔状的月坑,会对着陆后的稳定性造成影响,同时也会卷起松散的月壤颗粒。大量的月壤颗粒以及月尘卷起后高速运动形成的喷砂效应,极有可能阻塞发动机并对精密仪器造成损耗。同时,被羽流场卷起的大量月尘与月壤颗粒很难在短时间内重新落回月面,它们悬浮在近月表运动,会对出舱人员与相关机械带来危险恶劣的工作环境。因此,降落区域内铺设着陆垫提高承载稳定性,尽量避免或减弱软着陆过程中羽流对月壤的冲蚀效应、产生的喷砂效应和对月壤地基承载稳定性的削弱很有必要。本文首先收集研究月壤相关物理力学特性与参数,随后通过建立ABAQUS有限元模型研究不同密实度月壤地基的承载性能,并结合实际荷载情况给出月壤承载能力满足荷载要求的结论。然后,将Mohr-Coulomb本构模型写入ICEM-CFD中划分的多孔结构中改变其液态特性,再赋予该区域月壤物理参数引入流化床模型达到建立月壤模型的目的,并导入FLUENT中建立欧拉-欧拉法多相模型。FLUENT中导入DSMC计算源程序处理羽流场计算域,将Apollo 11号登月舱铅垂下降过程中的4秒时间步均分4组,每1秒时间步内取平均下降速度进行计算,以插值计算的思想来达到数值模拟登月舱软着陆过程中发动机羽流冲蚀月壤的目的,在此之前设计并开展了模拟发动机冲蚀月壤试验工作,根据试验参数建立数值仿真模型计算,将试验结果与仿真结果对比验证数值计算的可信度与精确度。仿真结果与试验结果误差为6.1%-6.3%,满足精度要求,数值计算方法可靠度得到验证。仿真结果与Apollo 11号登月拍摄的影像资料与实测数据进行对比后,得出该方法精确度很高,月坑深度误差为5.7%,月壤颗粒运动轨迹与水平面夹角误差为11%。本文最后提出着陆垫铺设方案,增设月面着陆垫重复上述仿真方法进行计算,分析增添着陆垫对阻挡羽流冲刷月壤效果以及羽流扩散影响范围的变化,旨在对未来月球着陆舱登陆月面时需铺设的着陆垫范围以及功能区布置有实际指导意义。

关键词：月壤羽流场冲蚀效应着陆垫 CFD仿真计算

火箭发动机羽流场数据采集及温度场重建系统设计

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火箭发动机羽流场数据采集及温度场重建系统设计

作者：韦自豪哈尔滨理工大学

学位级别：硕士

火箭发动机羽流场平面内温度、气体组分浓度等参数的分布对建立合理的推进剂燃烧模型、评估与优化火箭发动机性能都具有重要的参考价值。火箭发动机羽流场属于一种特殊的燃烧流场,具有高温、高速和湍流的动态特征,传统的接触式测量手段... 详细信息

火箭发动机羽流场平面内温度、气体组分浓度等参数的分布对建立合理的推进剂燃烧模型、评估与优化火箭发动机性能都具有重要的参考价值。火箭发动机羽流场属于一种特殊的燃烧流场,具有高温、高速和湍流的动态特征,传统的接触式测量手段已不能满足发动机羽流场的测量需求。可调谐半导体激光吸收光谱断层扫描技术(TDLAT)具有灵敏度高、响应快、实时性强等优势,能够实现羽流场内温度、气体组分浓度等二维信息的实时监测。本文以基于TDLAT技术的火箭发动机羽流场监测系统为实际应用背景,针对系统内数据采集和温度场重建部分,旨在:设计用于羽流场激光光谱数据采集的多通道同步数据采集系统,解决现有的数据采集系统无法直接适用于羽流场监测系统的问题;研究一种温度场重建方法,用于根据采集到的数据在上位软件中实现温度场的重建,解决传统的重建方法因时间分辨率过长无法实现温度场实时监测的问题。本文具体工作内容如下:(1)依据TDLAT技术的测量原理和羽流场监测系统的组成、技术指标以及工作流程,确定了羽流场数据采集及温度场重建系统的技术指标,并设计了系统的整体方案。(2)为解决现有的数据采集系统在羽流场监测系统中工作不匹配的问题,设计了一套羽流场监测系统专用多通道同步数据采集系统。根据羽流场监测系统的工作流程,并结合系统设计方案,采用8片分辨率为16bit,采样率为1MSPS的串行输出ADC,设计了以“FPGA+ARM”为控制核心的8通道同步数据采集模块。在FPGA内部设计了采样控制逻辑、数据移位逻辑和数据存储逻辑,由ARM读取FPGA内部双口RAM缓存的数据,通过以太网接口传输至上位机。通过采用同步触发的工作方式,使用两个数据采集模块实现了对16路激光光谱数据的同步采集。(3)针对传统的重建方法时间分辨率过长的问题,研究了一种基于代数迭代(ART)算法的温度场重建方法。结合火箭发动机羽流场监测系统的工作流程建立了温度场重建模型,并分析了ART算法的实现流程。根据实际应用背景,通过数值模拟研究了不同网格划分数目对ART算法重建效果的影响,并根据系统的指标需求确定了网格划分数目为15×15。并结合数据采集系统上传数据的特点以及温度场重建模型设计了温度场重建上位机软件。(4)对火箭羽流场数据采集及温度场重建系统的功能和指标进行了测试和分析。首先对数据采集系统进行了校准和误差分析,并验证了数据采集的功能,实验结果表明数据采集系统的各个通道的直流测量精度均小于0.03%。然后将本文设计的系统安装在火箭发动机羽流场监测系统中,以平焰燃烧器产生的高温流场为测量目标,模拟羽流场数据采集及温度场重建实验,对系统的功能和部分指标进行了验证。将温度场重建结果与B型热电偶测量结果进行了对比分析,计算了温度场重建的线平均相对误差。实验测得在1000K温度平面和1800K温度平面下的线平均相对误差分别为2.72%和1.31%,时间分辨率为400ms～500ms,均符合系统指标要求。

关键词： TDLAT技术羽流场数据采集温度场重建