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大型复杂航天器在轨动力学关键技术与工程实践
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作者 陈余军 邓明乐 +6 位作者 李峰 刘绍奎 董富祥 庞世伟 季袁冬 李友遐 周志成 《中国工程科学》 北大核心 2025年第6期242-260,共19页
随着航天重大工程的深入实施,大型复杂航天器呈现规模更大、性能更高、多载荷融合的发展趋势,涉及的在轨动力学问题更为复杂。在此背景下,本文面向大型复杂航天器动力学领域,系统梳理和总结了研究团队在“十三五”“十四五”时期的相应... 随着航天重大工程的深入实施,大型复杂航天器呈现规模更大、性能更高、多载荷融合的发展趋势,涉及的在轨动力学问题更为复杂。在此背景下,本文面向大型复杂航天器动力学领域,系统梳理和总结了研究团队在“十三五”“十四五”时期的相应技术攻关与工程实践进展:以大尺寸可展开天线、激光通信终端、大型光学相机等典型载荷的工程应用需求为牵引,针对相关类型航天器的复杂结构在轨动力学行为预示、有效载荷受复杂在轨环境扰动时的稳定工作评估等问题,攻关了大口径环形天线柔性动力学非线性建模与降阶、大尺寸空间结构在轨展开动力学精确建模与高效仿真、多扰动源对高精高稳载荷的微振动评估、刚-液-柔耦合动力学建模与仿真、系统级热变形建模与仿真等关键技术;自主开发了大型复杂航天器动力学集成仿真软件。上述成果成功应用于大尺寸可展开天线类、高分辨率光学遥感类、星间激光通信类卫星的工程研制,顺利通过了地面试验和在轨飞行验证。进一步,把握当前大型复杂航天器工程研制、未来新型航天器研发等需求,展望了总体设计、动力学与控制、验证及预测等方面的技术研究方向。相关内容可为指导航天器设计与在轨使用、解决未来复杂航天巨系统中的动力学难题等提供参考。 展开更多
关键词 大型复杂航天器 在轨动力学 大尺寸可展开天线 高精高稳载荷
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重复使用运载器热环境风洞试验的天地相关性研究 被引量:1
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作者 胡彦辰 杜涛 +2 位作者 李明 高武焕 刘凯 《宇航学报》 北大核心 2025年第7期1285-1296,共12页
针对地面风洞试验难以直接模拟重复使用运载器飞行热环境的问题,从驻点热流的Van Driest公式出发,变换构造了经典斯坦顿数-雷诺数关联关系的相关性修正函数。理论分析揭示了新修正函数为经典关联关系引入了来流马赫数和温度比效应,其能... 针对地面风洞试验难以直接模拟重复使用运载器飞行热环境的问题,从驻点热流的Van Driest公式出发,变换构造了经典斯坦顿数-雷诺数关联关系的相关性修正函数。理论分析揭示了新修正函数为经典关联关系引入了来流马赫数和温度比效应,其能够提升关联精度,并给出了湍流流动修正函数。研究发现风洞试验中来流的低焓值对天地相关性有显著影响。提出了临界马赫数描述试验焓值影响,试验条件需远离临界马赫数以保持试验数据的相关性。利用国内外多座不同类型风洞上4个外形的热环境试验数据开展了对比检验。结果显示,新方法能够提升大范围风洞试验结果的关联精度,可推广应用于连续流热环境的关联外推。 展开更多
关键词 气动热 关联外推方法 天地相关性 风洞试验 重复使用运载器
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乘波构型边缘钝化方法对气动特性影响
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作者 陈昕雨 宋言明 +1 位作者 袁伟亮 王宸 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第9期194-199,287,共7页
为了推进乘波构型在实战武器中的应用,研究其钝化方法尤其重要。采用数值模拟手段研究了4 Ma下乘波构型Tincher钝化和Takashima钝化模型,分析得到了不同钝化半径对应的升力面面积、容积、投影面积、容积率和升阻比变化趋势;提出了一种... 为了推进乘波构型在实战武器中的应用,研究其钝化方法尤其重要。采用数值模拟手段研究了4 Ma下乘波构型Tincher钝化和Takashima钝化模型,分析得到了不同钝化半径对应的升力面面积、容积、投影面积、容积率和升阻比变化趋势;提出了一种采用双曲线分割的非一致边缘钝化方法,并对其进行数值模拟分析。结果表明,Tincher钝化方法相较于Takashima钝化方法不会对飞行器的升力面造成损失,Takashima方法在30 mm钝化半径处升力面损失13%,气动性能相较Tincher方法损失更大,二者升阻比在20 mm处相差最大达到6.45%;新提出的钝化方法保留了乘波体的气动性能,通过与一致边缘钝化方法相比,升阻比较Tincher方法下30mm提升了8.34%,证明了该方法的有效性;钝化后的模型更适合在小攻角范围内飞行。 展开更多
关键词 乘波构型 钝化方法 数值模拟 非一致钝化 气动特性
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三维复杂界面非结构网格N-S/DSMC耦合方法
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作者 陈飞同 王学德 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期149-157,共9页
针对近连续流过渡区多尺度绕流问题,学界发展了N-S(Navier-Stokes)/DSMC(direct simulation Monte Carlo)耦合方法,大多数此类求解器面临着耦合界面波动失稳的难题,因此对复杂外形和耦合界面的通用性值得重点研究。鉴于非结构网格面向... 针对近连续流过渡区多尺度绕流问题,学界发展了N-S(Navier-Stokes)/DSMC(direct simulation Monte Carlo)耦合方法,大多数此类求解器面临着耦合界面波动失稳的难题,因此对复杂外形和耦合界面的通用性值得重点研究。鉴于非结构网格面向复杂外形高度的贴体性、优良适应性以及工程领域对过渡流区高效通用型计算方法的需求,提出并实现了一套三维复杂界面四面体非结构网格N-S/DSMC耦合方法用于模拟高超声速过渡流。该方法使用局部克努森数作为连续失效参数划分连续/稀薄区域,并生成三维复杂N-S/DSMC耦合界面,沿分界面两侧分别推进一层或多层界面信息传递单元,基于边界状态法进行信息耦合。该耦合方法无需对复杂不规则分界面作光滑和修型处理,具备对复杂过渡流区工程问题数值模拟的通用性。分别对三维高超声速圆球和钝锥绕流进行模拟,数值结果显示:与参考文献中的DSMC方法相比,激波处数值和壁面特征值基本一致,最大误差不超过8%,但计算效率分别提高了1.74倍和2.28倍,验证了该耦合方法的正确性和高效性。 展开更多
关键词 N-S/DSMC耦合方法 四面体非结构网格 高超声速流 过渡流区 复杂界面耦合方法
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共轭传热情况下激波/湍流边界层干扰流场特性分析
5
作者 林昱竞 刘卫东 +2 位作者 魏峰 杨瑞 于江飞 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第5期144-156,共13页
激波/边界层干扰会导致飞行器表面出现显著的气动加热,而壁温升高后会反过来影响原有流场结构。为研究共轭传热情况下激波/湍流边界层干扰流场特性,采用数值模拟方法分析了不同壁面材料、气动加热时间和来流总温下的流场结构、壁面参数... 激波/边界层干扰会导致飞行器表面出现显著的气动加热,而壁温升高后会反过来影响原有流场结构。为研究共轭传热情况下激波/湍流边界层干扰流场特性,采用数值模拟方法分析了不同壁面材料、气动加热时间和来流总温下的流场结构、壁面参数和固体域温度分布情况。结果表明,存在共轭传热时的分离区尺寸介于等温壁和绝热壁结果之间;随着壁面材料热扩散系数的减小和气动加热时间的增加,流场分离区尺寸增加,壁面温度峰值升高,热流峰值减小;相同材料和时间下,增大总温使分离区减小,说明改变来流总温引起的雷诺数变化对分离特性占主导地位。激波/边界层干扰使再附区下方的固体域温度明显上升,电木壁面内部的高温区扩散很慢,呈片状分布。 展开更多
关键词 激波边界层干扰 共轭传热 壁面材料
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星舰气动力/热特性数值计算与分析
6
作者 武天赐 袁震宇 +1 位作者 白宏阳 靳科锐 《上海航天(中英文)》 2025年第S1期52-61,共10页
针对SpaceX研发的超重‒星舰(Super Heavy-Starship)系统,通过数值仿真方法研究了其在不同飞行高度和不同攻角下的气动特性,并分析物面压力、摩阻系数及热流分布规律。该研究基于有限体积法求解Navier-Stokes方程,并采用隐式时间推进格... 针对SpaceX研发的超重‒星舰(Super Heavy-Starship)系统,通过数值仿真方法研究了其在不同飞行高度和不同攻角下的气动特性,并分析物面压力、摩阻系数及热流分布规律。该研究基于有限体积法求解Navier-Stokes方程,并采用隐式时间推进格式。研究结果表明:随着攻角增大,高压区与高摩阻区逐渐向星舰底部推移,且热流集中现象在头部和舵面边缘显著增强;激波形态变化对物面压力与热流分布具有决定性影响;在80°大攻角时,背风区的大分离涡流结构使得气动力特性复杂化。本研究为我国运载火箭的热防护系统优化、再入轨迹控制及飞行稳定性提升提供了理论依据。 展开更多
关键词 高超声速 大攻角飞行 数值仿真 气动力特性 气动热特性
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发动机喷流对可回收火箭底部热环境的影响
7
作者 刘浩 李钧 冯刚 《推进技术》 北大核心 2025年第6期65-74,共10页
为获得可回收火箭底部热环境数据,采用离散坐标法与灰气体加权和热辐射模型对底部热环境进行数值仿真,考虑真实燃气组分、热辐射和热对流的综合影响,得到了可回收火箭上升段多喷管喷流以及一子级返回段逆向喷流状态下底部热流密度变化... 为获得可回收火箭底部热环境数据,采用离散坐标法与灰气体加权和热辐射模型对底部热环境进行数值仿真,考虑真实燃气组分、热辐射和热对流的综合影响,得到了可回收火箭上升段多喷管喷流以及一子级返回段逆向喷流状态下底部热流密度变化特性。结果表明,火箭上升段,高度低于10 km,底部以辐射热流为主,随着高度增加,部分高温燃气回流至箭体底部,对流热流急剧升高,热流峰值出现在40 km高度左右,其值为193 kW/m^(2)。一子级返回第一次点火减速,燃气处于极度的欠膨胀状态,由于中心喷管的遮挡,底部热流整体较小,其值在60 kW/m^(2)以下,返回过程的热流峰值出现在第二次减速过程中,此时三台发动机开机,在自由来流作用下部分燃气回流至底部,热流峰值可达283 kW/m^(2)。着陆段由于地面效应,辐射热流急剧增加,最大可达216 kW/m^(2)。 展开更多
关键词 可回收火箭 发动机喷流 一子级返回段 热环境 数值仿真
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大型柔性航天器动力学与振动控制研究进展 被引量:84
8
作者 曹登庆 白坤朝 +4 位作者 丁虎 周徐斌 潘忠文 陈立群 詹世革 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2019年第1期1-13,共13页
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... 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). 展开更多
关键词 大型柔性航天器 空间结构 非线性动力学 振动控制 姿轨控 多体系统动力学
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飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究 被引量:24
9
作者 张涵信 袁先旭 +1 位作者 叶友达 谢昱飞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2002年第3期247-259,共13页
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... 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 。 展开更多
关键词 飞船 返回舱 俯仰振荡 动态稳定性 数值模拟
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通用导弹气动力计算软件DATCOM的开发与校验 被引量:16
10
作者 杨维维 陈小前 +1 位作者 李晓斌 王振国 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期161-164,共4页
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... 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。 展开更多
关键词 导弹 气动力 工程估算 软件开发 校验
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高超声速气动力数据天地相关性研究综述 被引量:17
11
作者 陈坚强 张益荣 +1 位作者 张毅锋 陈亮中 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第5期587-599,共13页
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... 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。 展开更多
关键词 空气动力学 相关性 风洞试验 飞行试验 计算流体力学
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航天器返回地球的气动特性综述 被引量:21
12
作者 方方 周璐 李志辉 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期24-38,共15页
航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的... 航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。 展开更多
关键词 航天器 再入 跨流域空气动力学 再入减速 飞行控制 配平攻角
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新型升力再入飞船返回舱气动外形选型研究 被引量:25
13
作者 唐伟 桂业伟 方方 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期84-88,共5页
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... 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。 展开更多
关键词 气动布局 升阻比 配平 弹道 飞船返回舱
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欧洲返回舱CTV气动特性综述 被引量:11
14
作者 唐伟 张勇 +1 位作者 李为吉 张鲁民 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2003年第3期362-367,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 欧洲 飞船返回舱 气动特性 热防护 飞行弹道 通讯中断
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高超声速粘性干扰效应相关性研究 被引量:12
15
作者 龚安龙 周伟江 +1 位作者 纪楚群 杨云军 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期1706-1710,共5页
探讨了高超声速粘性干扰效应的相关性理论,采用CFD数值模拟方法对轨道器再入阶段的粘性干扰效应进行了研究,以此为基础考察了粘性干扰相关参数′∞的关联特性。对计算结果的分析表明:ν-′∞能够将轨道器外形气动力的地面风洞试验数... 探讨了高超声速粘性干扰效应的相关性理论,采用CFD数值模拟方法对轨道器再入阶段的粘性干扰效应进行了研究,以此为基础考察了粘性干扰相关参数′∞的关联特性。对计算结果的分析表明:ν-′∞能够将轨道器外形气动力的地面风洞试验数据和飞行试验数据进行有效关联,从而为建立轨道器外形再入气动力天地换算方法奠定了基础。 展开更多
关键词 高超声速 粘性干扰效应 CFD 粘性干扰相关参数
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天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究 被引量:14
16
作者 李志辉 吴俊林 +1 位作者 彭傲平 唐歌实 《载人航天》 CSCD 2015年第2期106-114,共9页
对非规则板舱组合体天宫飞行器300~200km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模,提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher/Legge非对称桥函数,发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法,建立适于天宫飞... 对非规则板舱组合体天宫飞行器300~200km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模,提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher/Legge非对称桥函数,发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法,建立适于天宫飞行器复杂物形处理与面元气动力系数计算规则;将DSMC方法与求解Boltzmann模型方程气体运动论统一算法应用于天宫飞行器简化外形,进行气动力当地化关联参数计算修正,建立针对大型复杂结构天宫飞行器低轨道飞行控制过程空气动力特性一体化快速算法与程序软件。对大尺度圆柱体外形与天宫飞行器300~200km不同高度变轨飞行过程不同迎角与侧滑角及帆板平面与本体主轴不同夹角复杂构型气动力特性计算分析验证,表明天宫飞行器在200km以上低轨道飞行控制过程中所受空气动力系数随飞行高度发生显著变化(8%~50%),证实长期在轨运行的大型航天器若采用统一固定的气动力系数,误差累积巨大,需要采取防护措施,低轨道飞控大气阻力仍是制约航天器定轨预报精度最关键因素。 展开更多
关键词 天宫飞行器 低轨控空气动力特性 当地化桥函数 关联参数确定 工程计算 DSMC方法 统一算法
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绳系卫星在轨试验及地面物理仿真进展 被引量:12
17
作者 陈辉 文浩 +1 位作者 金栋平 胡海岩 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2013年第1期174-184,共11页
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... 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. 展开更多
关键词 绳系卫星 在轨飞行试验 地面物理仿真 卫星技术与应用
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发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟 被引量:12
18
作者 李国良 杨云军 +1 位作者 龚安龙 刘周 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第1期89-96,共8页
针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验... 针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数2.5,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。 展开更多
关键词 发动机喷流 热喷方法 冷喷方法 喷管
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空间返回航天器气动外形设计与需求分析 被引量:9
19
作者 方方 田园 +1 位作者 赵攀 李志辉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第5期816-825,共10页
本文分析了空间返回任务对返回舱气动外形的需求,给出气动外形设计不仅要满足返回性能要求,还要考虑发射阶段火箭、运行阶段航天器的约束条件,并满足载人、运物任务要求的设计准则。分析了不同气动特性的返回舱外形对返回飞行动力学及... 本文分析了空间返回任务对返回舱气动外形的需求,给出气动外形设计不仅要满足返回性能要求,还要考虑发射阶段火箭、运行阶段航天器的约束条件,并满足载人、运物任务要求的设计准则。分析了不同气动特性的返回舱外形对返回飞行动力学及热力学性能的影响,提出升阻比和局部热环境是返回器气动外形选取的关键因素。系统阐述了各类返回航天器外形确定的总体设计思想,研究总结了各类返回航天器外形的效益、飞行性能、安全性以及返回控制综合性能。选取典型外形为研究对象,用Boltzmann模型方程气体动理论统一算法、DSMC方法、NS/DSMC耦合算法、N-S解算器,对近连续过渡区绕流开展数值模拟研究,与飞行试验数据对比分析,提出须大力发展跨流域空气动力学数值模拟方法研究。 展开更多
关键词 空间返回 气动外形 升阻比 设计约束 返回性能 数值模拟
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高热环境下前缘结构高温应变测量 被引量:10
20
作者 吴东 陈德江 +1 位作者 周玮 杜百合 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第3期92-97,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 高超声速 应力 应变 风洞 高温 测量
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