摘要本文阐述了微推进系统及关于喷管热分析的相关研究现状，介绍了传热及计算流体力学等相关理论，对所用模拟软件FLUENT做以简单介绍，选用氧化氮单组元推进系统作为喷管流场的启动系统，分析系统组成及原理。以航天器姿控喷管内流场为基础建立数学模型，并对模型进行网格划分、设置边界条件，数值模拟姿控喷管内流场的温度、压力以及速度的分布情况，分析得出管内流体热特性并且通过耦合传热得到喷管壁的温度分布，为设计和优化航天器喷管材料的研究提供有用参考。66219

毕业论文关键词  姿控喷管  内流场  FLUENT   热特性

毕业设计论文外文摘要

Title    Thermal analysis of spacecraft attitude control  

            nozzle with numerical simulation                                                

Abstract

Expound the related research of micro-propulsion system and thermal Analysis of the spout. Study the related theories of Heat Transfer and

Computational Fluid Dynamics, briefly introduce the simulation software used in this study. Nitrogen oxide monopropellant propulsion system chosen

as the nozzle flow field of the launch system, analysis system composition

and the principle. Establish mathematical models based on the flow field

in posture control spout of spacecraft. Meshing the models, set the boundary conditions, use numerical to simulate temperature, pressure and velocity of flow field in the spout. Get the thermal characteristics of

tube fluid by analysis and get the temperature distribution of nozzle wall through coupled heat transfer, this study provide a useful reference for the design and optimization of the nozzle materials used in the spacecraft.

Keywords  Attitude control nozzle    Flow field    FLUENT   Thermal characteristics

目录

1  绪论 5

1.1 研究的背景及意义 5

1.2  喷管热结构分析现状 7

1.3  本文的主要工作 7

2  有限体积法原理及Fluent简介 7

2.1 有限体积法基本思想 7

2.2  FLUENT相关知识简介 8

2.2.1粘性模型 8

2.2.2 压力入口边界条件 9

2.2.3 二阶迎风差分格式 9

3  姿控喷管内流场二维数值仿真 9

3.1  氧化氮单组元推进系统 9

3.2  喷管仿真模型 10

3.3  数值仿真及结果分析 12

3.4 变工况计算结果分析 15

结  论 22

致  谢 23

参 考 文 献 24

1  绪论

1．1 研究的背景及意义

上世纪九十年代以来，随着重量轻、成本低、性能好的微小卫星的研究，引起了全球航天界的关注。微小型卫星的使用可以降低其所执行飞行任务的危险系数，保证任务完成的可靠性，并且在某种程度上可以大大降低任务执行的费用。正是基于这些优点，在新一代全球定位系统以及地球低轨道通讯系统中，微小型卫星有其存在的巨大优势，被众多航天研究中心所亲睐。卫星的小型化是目前降低卫星运行周期中的成本，并且能够较好地完成科研、商业和军事等任务的重要途径。于是，卫星的小型化成为了宇航工业所追逐的目标[1]。