三维热化学非平衡流动非结构网格DSMC方法及其应用

研究了过渡流域三维热化学非平衡流动DSMC方法实现的过程.以四面体非结构网格为基本单元,提出一种新型的高效搜索算法,该算法不仅可以快速跟踪模拟分子在网格之间的迁移,而且可以准确判别分子与物面是否相互作用,避免了原有算法中分子表面反射的非确定论判据.设计了适合三维DSMC方法的动态局部时间步长技术,节约了计算时间.将碰撞距离的思想引入到非结构网格上来,有效地消除了网格尺度小于三分之一平均自由程的限制.利用Foaran90的动态分配内存技术编制了适用于任意外形的通用计算程序.最后对全尺寸航天飞机高超声速绕流进行了数值试验,计算结果验证了该算法的可行性及高效性.     

三维非结构网格DSMC并行算法及应用研究

基于PC-CLUSTER机群并行体系结构与消息传递库MPI并行环境,研究了三维非结构网格DSMC并行算法。提出一类基于结构背景网格上的非结构网格动态分区策略,保证各子区域的分子数量大致相等,实现计算进程间的动态负载平衡。利用MPI库函数构造了两类符合DSMC并行原理的通讯法:单步通讯法与多步通讯法。采用单控制多数据流(SPMD)以及Master/Slave并行模式,设计了三维非结构网格DSMC整体并行算法。给出了跟踪模拟分子在四面体网格间迁移运动的详细计算过程。最后对全尺寸航天飞机高超声速绕流进行了并行模拟,验证并行算法的有效性。     

高超声速飞行器复杂流场过渡区DSMC数值模拟的一种新方案

采用DSMC方法,研究了高超声速三维复杂外形飞行器在过渡领域飞行的气动力、热特性.提出了一种对飞行器物面网格与DSMC计算域网格分别标识,进行高超声速复杂流场过渡区DSMC数值模拟的一种新方案,通过判断模拟分子与表面碰撞来完成飞行器物面网格与DSMC计算域网格间的信息传递和信息存贮,对于复杂外形飞行器的精确描述的物面网格不需做进一步处理,直接应用于不依赖于飞行器外形的DSMC计算的通用子程序中.对物面网格的标识、分子的运动及与表面碰撞的判断、流场量的采集的实施方法和细节进行了分析和讨论.仿真计算了三维复杂飞行器流场压力、热流分布量,飞行器表面气动力、气动力矩和气动热参数,证明了采用的方案和技术的有效性.     

过渡区DSMC数值模拟的一种自适应当地时间步长新方法

采用优化的DSMC方法,研究了高超声速三维复杂外形飞行器在过渡领域飞行的气动力、热特性。对建立在流场网格和物面网格耦合基础上的三维复杂流场DSMC通用程序进行了变时间步长的优化设计,发展了一种自适应当地时间步长新方法,根据网格内仿真分子的碰撞数,自动调整网格中进行仿真分子运动和碰撞计算的时间步长,有效地提高了程序的计算效率。对比计算了三维复杂飞行器流场压力、热流分布量,飞行器表面气动力、热分布参数,证明了自适应当地时间步长新方法大幅度缩短了流场稳定所需的CPU时间,并且不降低流场模拟结果的精度。     

过渡区侧向喷流干扰的并行DSMC数值模拟研究

在高空低密度环境,空间飞行器的控制面效率下降较快,反作用控制系统(RCS)作为改变飞行姿态或轨道的直接力系得到大量应用,为了精确预测高空RCS喷流与稀薄大气的干扰效应,本文建立了直角与表面非结构网格混合结构的DSMC数值算法以及网格自适应算法,保证了碰撞分子是在自适应后的亚网格内选取,提高了计算精度.采用静态随机负载平衡技术构建了并行DSMC代码,计算分析了不同压比条件下的三维平板模型侧向喷流与稀薄大气的干扰流场.计算的复杂流场结构和表面流动特征、分离长度与低密度风洞试验有较好的一致性.在保持来流参数不变的情况下,喷流干扰区的分离长度及喷流透射高度随着喷流压比的增大而增大.随着来流稀薄度的增加,来流对喷流的影响越来越弱,而喷流自身的影响区域却越来越大.     

高超声速混合流动的粒子模拟耦合算法

通过采用基于三维非结构网格的子网格技术,对适用于高超声速混合流动的自适应时间步长粒子模拟耦合算法(Improved Hybrid Particle Simulation Method,IHPSM)进行了改进,在保证算法计算效率的同时降低数值误差。通过对三维双曲钝锥外形的数值仿真及与DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)计算结果的对比分析,证明改进的IHPSM算法具有较高的计算精度,且能较大幅度提高计算效率。基于改进的IHPSM算法,文中针对双曲钝锥外形进行了稀薄气体效应和飞行马赫数对高超声速流动影响规律的研究。结果表明,气体稀薄程度的增加会减缓双曲钝锥前端流场宏观物理量的变化梯度,使流场激波结构变厚;来流马赫数的增大会使激波明显增强,但对激波厚度与结构的影响较小。     

基于非结构网格的燃面推进算法

根据惠更斯波传播原理,构建了一种在通用CFD软件的非结构网格系统上直接计算燃面推进的数值方法。该方法将燃面对应的计算网格面作为一系列平面波源,利用网格几何关系对边界节点奇异性进行判定,通过所有平面波源影响区域的叠加求解新的燃面位置。数值实现过程中,根据节点奇异性和波源影响区域以三维矢量运算得到节点的推进矢量。结合网格的重分,在通用CFD软件环境中实现了燃面的推进,所用数值算法具有良好的精度。另外,对三维动态内弹道模拟中燃面计算的稳定性和精度等问题进行了研究。     

热力学非平衡状态下DSMC绝热壁边界的抽样方法

从直接模拟蒙特卡罗仿真DSMC方法的实现途径出发,经过分析推导,给出了一种在考虑分子转动能、振动能等热力学非平衡状态下统计求解绝热壁温的DSMC抽样方法。然后采用锥体外形的算例验证,分析了该方法在实现绝热壁条件时的统计误差。计算结果表明,此种方法能够有效地实现DSMC方法壁面处的绝热壁条件,随着采样步数的增加,其边界条件实现时的统计误差不断降低,该方法收敛后的统计误差可降至0.5%,能够满足工程要求。     

二维非结构网格Euler方程的LU-SGS算法

研究了将二维非结构三角形网格重新排序后，用LU-SGS隐式算法计算Euler方程的方法。分析了网格不平衡情况下该方法的可行性和应用效果。计算了不同翼型在不同流动条件下的二维Euler方程，并与四步Runge-Kutta显式方法进行了比较，结果验证了此方法具有良好的计算和收敛效果，以及在粘性计算方面的潜力。运用此方法对某预研型号的头部外形进行了设计和选择。该方法克服了以往隐式方法大量耗费内存的弱点，达到了计算耗时短和占用内存少的统一。     

高超声速飞行器防热瓦结构的变厚度轻量化设计方法

针对非均匀气动加热条件下三维复杂防热瓦结构的轻量化需求，基于变厚度设计理念，发展了一种基于网格变形技术（ASD）和热固耦合分析相结合的防热瓦结构优化方法。优化结果表明，基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题，避免了网格重新划分的耗费及复杂结构网格重构的困难，并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线；相比等厚设计，变厚度设计可以有效考虑载荷的非均匀效应，并极大地减轻结构重量；优化后可以更充分发挥防热瓦结构各层材料的承载能力。     

具有翼柱型装药和潜入喷管的固体发动机内流场计算

本文对具有翼柱型装和潜入喷管的固体火箭发动机燃烧室后部三维流场及喷管三维跨音速流场进行了数值计算，并研究了管潜入比对燃烧后部流场结构的影响。数值计算中以Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ提出的隐式近似因式分解方法为基础，引入介隐式和四阶显式人工粘性，当地时间上海工，隐式残值光顺，稳定因子，分区算法等技术，求解三维薄层Ｎ－Ｓ方程，得出了一些可供ＳＲＭ设计参考的结果，也为ＳＲＭ燃烧室－喷管三维流动一体化计算打下     

大型航天器再入陨落时太阳翼气动力/热模拟分析

采用直接模拟蒙特卡洛（DSMC）方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内能激发和化学反应来准确模拟气动加热,并基于MPI环境的并行算法解决计算量庞大的难题。通过计算分析太阳翼水平和垂直放置时在不同高度、不同攻角下的复杂流动特征,表明在90km以上高空,太阳翼垂直放置时,飞行器头部脱体激波与帆板脱体激波会产生更强烈、更复杂的激波/激波和激波/边界层的干扰,在气动力和气动热的双重作用下要比水平放置时的太阳翼更快地被撕裂并脱离目标航天器。     

带反馈分布式不同维传感器状态估计技术

论述了带反馈分布式信息融合系统中传感器观测维数不同时的状态估计方法。在多传感器系统中，目标的测量是在极坐标中获得，而数据处理通常是在直角坐标中完成。由于二维传感器不能获得观测目标的俯仰信息，其估计将会产生一定的动态误差。在分布式的信息融合系统中，各传感器需要将各自的局部估计送到融合中心进行统一处理。如果不适当地减小这种动态误差，必然将导致整个信息融合系统的估计精度下降。针对上述问题，文章讨论了如何利用系统反馈信息，减小二维传感器的局部估计误差，从而提高整个系统的估计精度。最后，给出了算法的仿真分析。仿真结果表明该方法能够有效地减小系统动态误差。     

卫星发动机羽流污染模型的DSMC方法研究

文章通过DSMC（Direct Simulation Monte Carlo,直接模拟蒙特卡罗）方法对卫星发动机羽流进行数值模拟,对仿真方法进行了对比验证,证实了DSMC方法可以比较精确地模拟羽流场。在建立卫星污染模型的过程中,针对污染发动机喷口形状的变化以及出口参数的变化,对DSMC方法模拟结果进行了对比,得到喷口形状和出口参数的变化对模拟结果的影响,并得到最优的卫星敏感表面羽流污染计算模型。     

航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究

采用差分求解N-S方程与DSMC方法相结合的方法,研究了航天器单台发动机连续工作情况下真空羽流对航天器敏感器的热效应。首先通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场,然后应用DSMC方法对喷管出口外轴对称羽流场进行计算,最后将轴对称羽流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,在并行计算机平台上进行三维羽流场和热效应计算得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对敏感器的热效应。以两个敏感器为例,对仿真结果进行了分析和比较,并得出了相应结论。     

PWS软件应用于探月着陆器羽流效应 数值模拟研究

文章使用自行开发的PWS计算软件就探月着陆器主发动机羽流对着陆缓冲机构产生的气动力和对流换热热效应问题进行了数值模拟研究。PWS软件是一个基于直接模拟蒙特卡罗方法的羽流计算通用软件,其松散的软件架构保证了各个计算模块的相对独立性,使用“与”、“或”逻辑法则的二级构造法来实现边界条件的通用性。软件的计算值与国外CUBRC实验测量值符合得很好。使用PWS软件对着陆器主发动机羽流进行数值模拟计算表明着陆缓冲机构所受的羽流气动压强最大达到2.4 Pa;缓冲机构底盘侧面的对流换热热流密度最大达到2 000 W/m2;当缓冲机构壁面温度从300 K增加到500 K时,其表面对流换热流密度值有所下降,其最大下降值不到5%。