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两相流环缝塞式喷管理想型面的设计方法

固体火箭技术 2007年第3期30卷 223-228页

作者：谢侃刘宇任军学廖云飞北京航空航天大学宇航学院北京100083

目前固体火箭发动机塞式喷管没有成熟的理论设计方法,设计方法需考虑两相流因素和极限粒子流线的几何约束。在常滞后两相流假设下提出改进的Angelino理想型面法设计两相流环缝塞式喷管,证明了常滞后两相流中的普朗特-迈耶函数关系式,并... 详细信息

目前固体火箭发动机塞式喷管没有成熟的理论设计方法,设计方法需考虑两相流因素和极限粒子流线的几何约束。在常滞后两相流假设下提出改进的Angelino理想型面法设计两相流环缝塞式喷管,证明了常滞后两相流中的普朗特-迈耶函数关系式,并给出了最终设计公式。用F luent软件计算了改进法设计的喷管型面性能。算例结果表明,与未考虑两相流效应的纯气相理想型面相比,该法设计的型面长度缩短近33%,推力增大约1%,证明了提出常滞后两相流假设的合理性及改进法设计两相流环缝塞式喷管的有效性。

关键词：固体推进剂火箭发动机两相流塞式喷管

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通道参数对再生冷却通道流动换热的影响

航空动力学报 2010年第2期25卷 320-325页

作者：康玉东孙冰北京航空航天大学宇航学院北京100191

应用RSM模型对冷却通道的流动与换热进行了三维数值模拟,冷却剂为气氢,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:增加壁面粗糙度使冷却剂换热强化,但会增加流阻损失;在突扩突缩区域会出现旋涡,旋涡使局部流阻损失加大且使湍流加强,... 详细信息

应用RSM模型对冷却通道的流动与换热进行了三维数值模拟,冷却剂为气氢,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:增加壁面粗糙度使冷却剂换热强化,但会增加流阻损失;在突扩突缩区域会出现旋涡,旋涡使局部流阻损失加大且使湍流加强,壁温在旋涡出现处降低;冷却通道内的流动发展不受入口湍流强度的影响;冷却剂离心力引发径向平面内的二次流动,二次流引起的冷却剂质量重新分布使传热在凹曲率段强化,凸曲率段恶化.

关键词：再生冷却通道参数流动换热数值模拟

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三维烧蚀内部热响应数值计算研究

宇航学报 2012年第3期33卷 298-304页

作者：张涛孙冰北京航空航天大学宇航学院北京100191

对热解型碳化复合材料三维烧蚀内部热响应数值计算关键技术进行了研究。采用碳化层—热解面—原始材料层模型,将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过有限元法建立移动边界条件下温度场求解方程组,采用Gauss-Seidel迭代法计... 详细信息

对热解型碳化复合材料三维烧蚀内部热响应数值计算关键技术进行了研究。采用碳化层—热解面—原始材料层模型,将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过有限元法建立移动边界条件下温度场求解方程组,采用Gauss-Seidel迭代法计算热解气体质量流量和温度场。同时,研究和分析了三维烧蚀移动边界处理方法以及动网格生成方法。由于每个时间步都需要网格重划,烧蚀热防护数值计算对存储效率和计算效率要求较高,本文研究了内部热响应计算中影响存储效率和计算效率的主要因素,并提出了相应的压缩存储方案和求解方案。计算结果表明,移动边界处理方法准确合理;存储方案的存储效率较高;保持刚度矩阵和形函数矩阵正定对称性可以加快温度场计算的收敛速度。

关键词：烧蚀热防护内部热响应移动边界动网格压缩存储数值仿真

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基于分段常值推力的水滴悬停构型控制策略

北京航空航天大学学报 2019年第3期45卷 560-566页

作者：白晟州王慧疆韩潮张斯航北京航空航天大学宇航学院北京100083

针对航天器编队飞行任务对相对运动控制的要求,研究了在分段常值推力控制下航天器受迫绕飞构型的设计与控制问题。首先,基于脉冲控制下的水滴悬停构型,提出了多段常值推力控制实现水滴悬停构型的打靶方程;将打靶方程转化为求解极值问题... 详细信息

针对航天器编队飞行任务对相对运动控制的要求,研究了在分段常值推力控制下航天器受迫绕飞构型的设计与控制问题。首先,基于脉冲控制下的水滴悬停构型,提出了多段常值推力控制实现水滴悬停构型的打靶方程;将打靶方程转化为求解极值问题,采用最小二乘法来求解;分析了一段常值推力可行性。然后,以连续常值小推力控制方程为基础,推导了小邻域定理,分析了近距离相对运动条件下两段常值推力控制的可行性;针对可能出现求解精度差的问题,提出了小推力增量方程来修正精度,并证明在靠近理想解的情况下多次迭代可以趋近于理想解。最后,通过数值仿真实现常值小推力控制下的水滴悬停相对运动。数值仿真结果表明常值小推力控制策略可行,研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。

关键词：编队飞行水滴悬停最小二乘优化打靶方程构型设计

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应用气泡雾化喷嘴的煤油超声速燃烧试验

航空动力学报 2009年第2期24卷 353-359页

作者：王辽章成亮韦宝禧徐旭北京航空航天大学宇航学院北京100191

在直联式超声速燃烧试验台上应用气泡雾化喷嘴,煤油当量比0.97和0.33分别使用氢气、空气和氮气为起泡气体进行了煤油超声速燃烧试验.在多种工况下实现了煤油的稳定燃烧.研究发现:凹槽火焰稳定器通过制造高温低速漩涡区增加煤油在燃烧室... 详细信息

在直联式超声速燃烧试验台上应用气泡雾化喷嘴,煤油当量比0.97和0.33分别使用氢气、空气和氮气为起泡气体进行了煤油超声速燃烧试验.在多种工况下实现了煤油的稳定燃烧.研究发现:凹槽火焰稳定器通过制造高温低速漩涡区增加煤油在燃烧室内的停留时间,并使煤油得到充分加热从而实现煤油的点火和稳定燃烧.通过气泡雾化喷嘴加入少量氢气,由于氢气进入燃烧室后迅速自燃释放热量,能够提高煤油的燃烧性能,使得煤油能够在无凹槽火焰稳定器的条件下稳定燃烧.

关键词：超声速燃烧气泡雾化喷嘴凹槽火焰稳定器超燃冲压发动机

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应用于DSMC方法的直角网格技术

北京航空航天大学学报 2010年第6期36卷 694-699页

作者：侯凤龙蔡国飙北京航空航天大学宇航学院北京100191

研究了应用于直接模拟蒙特卡洛DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)方法的直角网格技术.通过对边界三角形表面微元进行统计,建立直角网格缺陷单元与表面微元之间的映射关系,并进一步将缺陷单元区分为一级缺陷单元以及二级缺陷单元,同... 详细信息

研究了应用于直接模拟蒙特卡洛DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)方法的直角网格技术.通过对边界三角形表面微元进行统计,建立直角网格缺陷单元与表面微元之间的映射关系,并进一步将缺陷单元区分为一级缺陷单元以及二级缺陷单元,同时结合可变时间步长技术,从根本上解决了在DSMC方法中利用直角网格技术贴体光滑地匹配复杂几何型面的问题.给出了相应的自适应网格调整方法.基于以上策略,编制了通用DSMC计算程序RGD-Tool(Rarefied Gas Dynamic Tool).利用RGD-Tool程序对典型的圆球绕流以及无限薄斜挡板绕流两个算例进行了验证计算,结果表明所讨论直角网格技术是有效的.

关键词：直接模拟蒙特卡罗方法直角网格边界映射

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圆转方塞式喷管型面设计和试验研究

宇航学报 2006年第5期27卷 843-848,891页

作者：王一白覃粒子刘宇廖云飞王长辉北京航空航天大学宇航学院北京100083

提出了圆转方塞式喷管的内喷管和塞锥型面的设计方法，内喷管用圆弧和抛物线近似，塞锥型面用抛物线和三次曲线近似，设计了一单元圆转方塞式喷管试验发动机。并采用气氧作氧化剂，气氢作燃料，进行了点火热试研究。介绍了试验发动机的... 详细信息

提出了圆转方塞式喷管的内喷管和塞锥型面的设计方法，内喷管用圆弧和抛物线近似，塞锥型面用抛物线和三次曲线近似，设计了一单元圆转方塞式喷管试验发动机。并采用气氧作氧化剂，气氢作燃料，进行了点火热试研究。介绍了试验发动机的结构与设计参数，以及试验系统组成和点火方式，给出了试验发动机照片、试验结果照片、测量参数曲线和性能数据处理。试验结果表明，试验发动机具有较高的热试效率：在三个不同工作高度下，喷管推力系数效率在93％-98％之间，说明圆转方塞式喷管的型面设计和试验方法是可行的。

关键词：塞式喷管型面设计点火试验圆转方

低功率N2H4电弧加热发动机高空模拟试验系统

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北京航空航天大学学报 2010年第8期36卷 977-980,995页

作者：张莘艾汤海滨施陈波刘宇北京航空航天大学宇航学院

介绍了用于低功率肼（N2H4）电弧加热发动机（Arcjet）的高空模拟试验系统,阐述了该系统中的高空模拟真空系统、推进剂供给系统、电源调理单元（PCU,Power ControlUnit）、微推力全弹性测量装置、数据采集系统以及其它配套设施.针对低... 详细信息

介绍了用于低功率肼（N2H4）电弧加热发动机（Arcjet）的高空模拟试验系统,阐述了该系统中的高空模拟真空系统、推进剂供给系统、电源调理单元（PCU,Power ControlUnit）、微推力全弹性测量装置、数据采集系统以及其它配套设施.针对低功率肼电弧加热发动机地面试验的特殊要求,重点介绍了有毒推进剂肼（N2H4）的供给、微小流量测量、微小推力测量的方法与原理,并在该套系统上进行了系统功能验证性试验.试验证明,该套系统满足低功率肼电弧加热发动机高空模拟试验要求,为推进肼电弧加热发动机的研究与工程应用提供了保障.

关键词：肼电弧加热发动机微小流量测量微小推力测量数据采集

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飞行器总体设计中主要参数的神经网络估算

北京航空航天大学学报 1999年第6期25卷 655-659页

作者：聂蓉梅夏人伟陈万春北京航空航天大学宇航学院

运用近年来迅速发展的神经网络技术，成功构造了飞行器总体设计过程中具有重要作用的总体质量估算网，升力系数估算网，以及阻力系数估算网，结果表明训练后的参数估算网比通常使用的近似估计公式具有更高的精度．同时，根据所涉及问题... 详细信息

运用近年来迅速发展的神经网络技术，成功构造了飞行器总体设计过程中具有重要作用的总体质量估算网，升力系数估算网，以及阻力系数估算网，结果表明训练后的参数估算网比通常使用的近似估计公式具有更高的精度．同时，根据所涉及问题的数据特点，为了提高对网络的训练精度，对现有ＭＢＰ算法作了进一步改进，仿真结果证明改进的ＭＢＰ算法具有更高的训练效率．这一思路和方法可适用于机械及航空航天其它产品的总体概念设计过程．

关键词：神经网络参数估计飞行器 BP算法总体设计