固体火箭尾焰等离子体特性影响因素数值

为研究固体火箭尾焰等离子体分布特性,采用CFD方法对不同工况下某型号固体火箭发动机尾焰进行了仿真,获得了尾焰流场温度及压强分布,并采用等离子体浓度模型计算了尾焰等离子体浓度分布。在此基础上,对尾焰等离子体频率进行了求解和分析,得到了其在尾焰轴线方向上的变化规律。分析结果表明,火箭尾焰等离子体特性对推进剂中Al含量的依赖性很高,随着推进剂中Al含量增加,尾焰温度升高,燃气电离度增加直至成为等离子体,尾焰等离子体区域范围增大;随着飞行高度的增加,尾焰等离子体区域位置后移。     

火箭尾焰电磁特性参数对电磁波衰减特性影响研究

在电磁波波动方程WKB法近似解基础上,应用电磁波能量衰减计算方程,分析了电磁波在火箭尾焰中的传播与受干扰过程,研究了等离子体频率、自由电子碰撞频率和自由电子密度等火箭尾焰电磁特性参数对电磁波能量衰减特性的影响.结果表明,电磁波频率和尾焰电磁特性共同影响电磁波的衰减.     

航天发射火箭尾焰冲击流场三维数值研究

航天发射时火箭燃烧尾焰冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对火箭外流场、发动机燃烧室内与尾焰流场进行了一体化三维数值计算。得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅提高地面附近的压力和温度。火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区。尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。     

飞机尾向的红外辐射特性计算

为研究飞机尾向的红外辐射特性,首先利用计算流体力学软件FLUENT对飞机尾向流场进行了数值模拟,得到了尾向流场的温度分布情况;对飞机发动机尾喷管和尾焰的红外辐射进行了建模,得出了飞机尾向红外波段辐射强度的FLUENT计算结果,为红外制导防空导弹武器系统的设计和应用提供了参考依据。     

氧化铝颗粒含量及粒径对固体火箭发动机喷焰流场参数分布的影响

建立了固体火箭发动机喷焰的气固两相流计算模型,对不同Al2O3颗粒含量及粒径喷焰流场的两相流进行了数值模拟。研究了固相颗粒Al2O3对发动机喷焰流场参数分布的影响。结果表明:Al2O3颗粒含量的增大会使喷焰流场的温度升高、速度降低,特别在轴线处表现的尤为明显。Al2O3颗粒粒径越小,其随流性越好,在喷焰中更加分散,喷焰轴线处的温度随着Al2O3颗粒粒径的增大而升高;当平均粒径相同时,喷焰流场参数分布还受Al2O3颗粒粒度分布规律的影响。     

基于多光谱法的固体火箭发动机羽焰温度测量

对于固体火箭发动机羽焰温度的测量是困难的,了解其温度分布对于研究发动机内燃烧流场的特性有重要价值.考虑到固体火箭发动机羽焰高温、高压和高速燃烧流场的测试要求,使用哈尔滨工业大学研制的6目标8波长高温计进行了地面搭载试验,成功地实现了对固体火箭发动机羽焰温度的测量,并提出了多光谱测温法的新数据处理方法,即基于BP神经网络预估计固体火箭发动机羽焰的发射率与波长之间函数关系,再由逐步回归法实现真温的自动识别.实验结果表明,其真温计算值与火箭发动机设计者提供的理论值之差在土100 K以内,说明多光谱法是一种测量固体火箭发动机羽焰温度的可行方法.     

平面电磁波在等离子体中的吸收衰减

研究等离子体在隐身技术中的应用.采用垂直入射线极化平面电磁波斜入射到具有金属衬底的等离子体层的模型,利用W.K.B解,推导出电磁波能量衰减与电磁波频率和等离子体密度的关系式.在此基础上,对不同入射角的电磁波在等离子体密度为均匀分布、线性分布和指数分布情况下传播的能量衰减进行了数值计算.结果表明,电磁波衰减随等离子体密度以及电磁波入射角增加而增加;在3种分布情况下电磁波能量衰减规律是相似的.     

二维大气等离子体层对雷达波的反射特性

利用时域有限差分法(FDTD)对雷达波在二维大气等离子体中传播的反射率进行了数值计算.计算结果表明,在其他条件相同的情况下,大气平板型分布的等离子体层对雷达波的反射率分别取决于入射波参数:电磁波的入射角θ;电磁波入射波频率f;电磁波传播模式(TM波,TE波)以及等离子体参数;等离子体的电子密度剖面;电子与中性粒子碰撞频率νe0;等离子体厚度d.该研究结果为提高组合介质的雷达波衰减性能研究提供理论依据.     

双喷管火箭发动机燃气流场的三维数值计算与试验

研究双喷管火箭发动机燃气流对直升机的影响,对燃气流场中的压力、温度和速度分布等进行理论计算和试验测量.研究采用数值计算和试验测量相结合的方法,控制方程为三维、雷诺平均Navier-Stokes方程及k-ε二方程的紊流模型,并且对该发动机进行了燃气流场的测试,对流场中的总压强进行了直接测量,进行了两次试验;在两次测点位置,试验结果与数值计算值相差分别为3%和7%;证明了对双喷管火箭燃气射流流场的数值计算具有了较好的精度,计算模拟结果可以用于工程设计中.     

非定常导弹尾焰数值模拟

采用标准k-epsilon湍流模型对某型导弹高空飞行时的尾焰流场进行了模拟,对导弹飞行马赫数Ma由1.0变化为2.0和导弹尾喷管出口静压与大气静压比 由1.000变化为11.000的导弹尾焰流场分别进行了计算。分析了导弹飞行马赫数和静压比n对导弹尾焰产生的影响,并拟合出了相应的公式。     

进气道与弹体内外流场一体化数值模拟方法研究

建立了进气道/导弹内外流场的CFD数值模型,并对某固冲导弹的纵向特性进行了实例计算分析。结果显示,数值计算不仅可以直接提取进气道的内流特性,而且可以直接提取进气道和导弹全弹的外流气动特性。对于评估进气道与导弹弹体相互之间的气动干扰特性,也能提供直接的数值依据。该方法简便易行,可望推广应用于固冲等吸气式导弹的总体方案设计中,具有明显的实用价值。     

超音速飞行器表面等离子体的电磁特性研究

通过对飞行器周围流场温度、压强和电子密度分布等参数进行分析,探讨等离子体参数对电磁波信号衰减的影响,并进行HFSS仿真,得到三维实时的衰减模型,为今后研究通信衰减问题提供了重要依据,也是进一步进行再入通信仿真的前提。     

固体火箭发动机撞击点火数值模拟计算

装填高能复合推进剂的固体发动机,在跌落和撞击等情况下可能发生燃烧或爆炸. 为了对发动机低速撞击下的安全性进行评价,建立了发动机撞击靶板点火计算模型,采用热力耦合算法实现机械能和热能之间的转化,采用Arrhenius方程描述推进剂自热反应过程. 对直径为200 mm和480 mm发动机撞击靶板过程进行数值模拟计算,获得了与火箭橇实验结果一致的速度阈值范围. 结果表明计算模型能较好描述发动机撞击点火过程. 计算结果表明,装药量大的发动机撞击后更容易发生点火,发动机撞击点火速度阈值与装药量的对数成线性关系.     

双基推进剂火箭排气羽流的微波衰减

本文从电磁波在火箭发动机排气羽流等离子体中的传输特性,分析了电磁波频率、羽流等离子体振荡频率和磁撞频率对电磁波衰减的影响。概略地论述了自由电子密度和碰撞频率的有关理论,分析了一些实验规律,指出了固体推进剂设计与降低电磁波衰减的关系,对研究微波衰减小的固体推进剂设计有一定参考意义。     

固体火箭发动机装药结构完整性研究进展

针对固体火箭发动机装药结构完整性的计算与评估问题,总结与分析中外复合固体推进剂本构模型、结构完整性解析模型、结构完整性数值仿真.研究表明:首先,复合固体推进剂具有力学性能复杂的特点,分析影响复合固体推进剂力学性能的主要因素,为建立合适的本构模型提供方向;其次,复合固体推进剂不可压缩、大变形、黏弹性性能,对装药结构完整性计算精度具有重要影响,分析提高求解精度的处理方法,为结构完整性精确计算与评估提供基础;最后,总结结构完整性分析的解析模型,为验证数值仿真提供了解析解.通过总结与分析,为装药结构完整性分析提供方向,为进一步优化装药设计提供理论基础.     

液体火箭发动机羽烟三维紫外辐射仿真研究

针对液体火箭发动机羽烟紫外辐射的空间分布问题,建立三维数值计算模型.该模型采用标准κ-ε湍流模型和PDF模型仿真羽烟流场的状态参数,根据HITRAN数据库计算流场内吸收系数分布,并利用离散坐标法求解辐射传输方程,计算三维空间的紫外辐射分布.测试结果表明:三维紫外辐射模型的计算结果与实验数据一致,能够反应不同视角下液体火箭发动机羽烟紫外辐射强度的空间变化.     

管状封闭式等离子体发生器隐身性能分析

为深入探究封闭式等离子体管在电磁隐身方面的作用和价值,利用数学仿真工具 MATLAB 依据电磁学领域内的准经典方法-WKB（wenzel,kramers,brillouin）法进行数值分析和模拟,系统研究了电磁波垂直入射封闭式等离子体管时,电磁波衰减系数与管内等离子体温度、等离子体密度、等离子体层厚度的关系。结果表明,与传统的开放式等离子体发生器相比,封闭式等离子体发生器参数对等离子体隐身性能有更加显著的作用,存在等离子体层厚度与密度的最佳组合使得电磁衰减达到最优。同时,着重探讨了电磁波入射角度对等离子体隐身性能的影响,发现大角度入射的电磁波在一定的波段范围内,其衰减系数基本维持不变并且有较好的电磁吸收性能,同时存在最优入射角使得电磁衰减达到最大。