旋转飞行器章动摇摆与内流场耦合作用

结合近年来我国发射小卫星飞行器自旋稳定受挫的主要原因和工程难题，如何保证设计动力装置在末级推进卫星进入轨道的工作过程中，避免章动摇摆的振幅被触发放大，对动力装置瞬态内流场和飞行器之间相互作用力的耦合机理必须有清楚的了解和定量计算。本项目提出了使空间飞行器消除或者部分抵消飞行器章动摇摆可能的研究途径，提出了对空间飞行器章动摇摆放大机理的认定，定量计算的简化分析和数值仿真研究方法。由低速旋转喷管入口平面质量流量周期性不均匀的力学分析，配合时间相关的三维瞬态燃烧湍流场和飞行器章动摇摆边界条件下耦合作用的数值研究，给出瞬态燃气内流进入喷管后，对飞行器质量中心产生的侧向力矩大小与方向随时间的变化规律，给出不稳定内流场对飞行器章动摇摆振幅放大和阻尼的数值定量计算结果。改进自旋稳定动力装置内部质量变化过程中装药几何与喷管设计，研究使飞行器不触发和控制章动摇摆幅度的基本规律。

针对小卫星发射最末级旋转固体火箭发动机工作过程中出现的飞行器章动放大现象，通过飞行器系统姿态运动求解分析以及发动机内流场模拟的方法，对飞行器章动不稳定性进行了研究。. 针对实际观测的飞行数据，分析了飞行器章动不稳定性的特点，发现飞行器不稳定运动的原因是内部气流的非稳态流动与飞行器姿态运动的相互激励作用。针对几种发动机的典型装药形式，对系统的姿态运动方程进行求解，得到了系统质量变化对姿态运动的影响。结果表明，在端面燃烧情况下，固体装药质量的消失对旋转运动的影响是有利的，使得飞行器侧向角速度逐渐趋于稳定；而对于管形装药，结果却刚好相反，质量的消失使旋转的侧向角速度以指数方式递增，从而导致了飞行器的不稳定。通过对结果的分析，提出了发动机如何控制旋转章动和稳定性的设计思想。.通过数值计算证实了非稳态气流不断由燃烧表面流入燃烧室中，不断增强由燃烧室头部至喷管出口的涡核延伸。涡核以与旋转方向相反的方向绕对称轴做螺旋运动，飞行器的运动使涡核在不断延伸过程中发生了非稳态振荡，在喷管入口处涡核旋转速度增强，振荡运动也随之加强，则在喷管区域形成了非对称的压力形式，并且产生了实际中的扰动侧向力。. 建立无假设条件下的完整飞行器运动模型，并对喷气阻尼力矩和推力偏心力矩进行具体分析。结果显示，在忽略非稳态气流作用的情况下，由于喷气阻尼的作用，系统初始侧向角速度是随时间逐渐减小的。根据Flandro提出的气动不稳定性模型，并应用于实际飞行器姿态运动的计算，得到了由章动减弱（由于喷气阻尼作用）向章动增大的缓慢转变过程。.使用欧拉—拉格朗日气固两相流动的方法对旋转发动机内流场进行了数值模拟，发现在旋转发动机燃烧的后期，随着燃烧室半径的增大，哥氏力逐渐增强，燃烧室的颗粒在燃气流的作用与飞行器的旋转耦合起来，在潜入式喷管背部区集聚，从而影响飞行器的性能。使用一个有质量的小球在燃烧室内运动来模化集聚颗粒的运动。推导得到了小球运动时的飞行器运动方程，把实际飞行器的参数带入运动方程求解，得到了与实测规律一致的飞行器侧向角速度的增长。说明所提出的计算模型可以用来预测燃烧室内Al2O3凝相熔渣运动的飞行器的侧向角速度增长。