侧向喷流与飞行器三维绕流干扰流场特性的DSMC/EPSM数值模拟

采用DSMC/EPSM混合算法,研究了带有侧向喷流的复杂外形高超声速飞行器稀薄区和连续区三维混合流场的干扰特性。采用一种飞行器物面网格与DSMC计算域网格分别标识的方法,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。引入碰撞数做为混合参数,对流动区域进行划分,并通过网格中碰撞数的统计和处理,有效地将DSMC和EPSM方法结合在一起。仿真计算了三维复杂外形飞行器带喷流流场压力、热流分布量,飞行器表面气动力、气动力矩和气动热参数,对喷流与高超声速空气绕流相互作用以及它们与物面之间的相互扰动进行了分析,证明了采用的方案和技术的有效性。     

稀薄流区高超声速飞行器表面缝隙流动结构及气动热环境的分子模拟

针对高空稀薄流区的高超声速飞行器表面缝隙或缺陷结构导致的局部气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC) 方法研究了70、75、80km和90km等4个飞行高度下稀薄流区高超声速缝隙流动问题,考虑稀薄气体效应和三维效应对缝隙内部流场结构和热流的影响。结果表明:上述飞行高度下,外部流动的分离和再附在缝隙内部形成一个充满腔体的单涡结构；稀薄气体效应对缝隙内部流动结构和壁面热流影响明显,随着高度的增加,主涡涡心上移,其形状逐渐变得“扁长”,右上角逐渐变尖,热流越来越集中分布于缝隙下游侧面的顶部区域；三维缝隙效应阻碍来流气体分子进入缝隙,导致主涡涡心上移,二维缝隙假设会高估缝隙表面的热流。      

高超声速化学非平衡流动Navier-Stokes/DSMC耦合算法

基于相同的化学反应模型,在已有计算流体力学（CFD）和直接仿真蒙特卡罗（DSMC）方法及程序的基础上,采用Modular Particle-Continuum（MPC）耦合技术,建立了包含化学非平衡Navier-Stokes/DSMC耦合算法。算法结构中DSMC计算区域在CFD计算结果上根据当地克努森数自动选取。发展了适用于流场分区信息交换的亚松弛技术,抑制DSMC方法对CFD计算的影响。把DSMC方法和CFD的应用范围拓展到过渡流区,为复杂飞行器近连续过渡流区高超声速化学非平衡流动数值模拟研究提供了一种工程适用的预测分析手段。通过对二维圆柱高超声速化学非平衡绕流的算例与其他结果的比较研究,表明耦合算法不论在流场结构、流场非平衡现象,还是飞行器表面参数、整体气动力/热特性方面,都能够得到与全DSMC计算吻合的结果,证实了所建立的Navier-Stokes/DSMC耦合计算模型与方法的有效性和可靠性。仿真了某航天器解体碎片在过渡区的化学非平衡流动,得到碎片在过渡区的气动力/热特性,为碎片的陨落计算提供依据。     

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。     

高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究

针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应,建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法,完善了高超声速飞行器气动物理流场计算软件(AEROPH_Flow)。在表面材料为碳-碳(C-C)条件下,对飞行高度为65km和飞行速度为8,10km/s的半球以及飞行高度为50km和飞行速度为8km/s的球锥模型,开展了表面温度分布与气动热的耦合计算,验证了计算方法和计算软件,分析了表面温度分布对气动热环境的影响。研究结果表明:表面温度分布对气动热的计算结果有较大影响,在气动热环境的预测中,不仅要考虑热化学非平衡效应和表面催化效应的影响,还要考虑表面温度分布的影响,最好是采用表面温度分布与气动热耦合计算的方法,以减小表面温度分布对气动热计算结果的影响。为此,需要发展完善非平衡流场/表面催化和烧蚀/热传导温度场(气/表/固)的计算模型、耦合求解技术和计算软件,实现对高超声速飞行器的真实飞行条件下高温气体非平衡效应和气动热环境的精确模拟。     

三维等离子体MHD气动热环境数值模拟

电磁流动控制技术是一个多学科交叉融合的重要研究方向,在高超声速飞行器气动特性优化、气动热环境减缓、边界层转捩和等离子体分布等流动控制方面显示出广阔的应用前景。考虑高超声速飞行器绕流流场中发生的离解、复合、电离和置换等化学反应,气体分子振动能激发以及化学非平衡效应,耦合电磁场作用并基于低磁雷诺数假设,通过数值模拟求解三维非平衡Navier-Stokes流场控制方程和Maxwell电磁场控制方程,建立磁场与三维等离子体流场耦合数值模拟方法及程序,采用典型算例进行考核。在此基础上,开展不同条件下磁场对再入三维等离子体流场以及气动热环境影响分析。研究表明:建立的高超声速飞行器的等离子体流场与磁场耦合计算方法及程序,其数值模拟结果与文献符合,外加磁场使飞行器头部弓形激波外推,磁场强度越强,激波面外推距离越大;不同磁场强度环境下,流场中温度峰值大小略有变化,变化幅度较小;磁场对绝大部分区域的热流有减缓作用,作用的大小与飞行高度、马赫数以及磁场的配置紧密相关;当前的计算条件下,飞行的高度越高,磁场的作用越明显。     

高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法

发展了一种无黏流场解与工程计算方法相结合的高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法。该计算方法结合了三维块结构网格无黏流场数值计算技术可处理复杂外形流动的优点与工程计算方法效率高的特点,将气动热的计算简化为绕飞行器的无黏外流(边界层以外)数值解和边界层内热流求解两个部分,同时耦合了防热结构传热计算模型、高温化学非平衡热效应估算方法以及弹道状态动态插值方法,可用于快速计算与分析三维复杂外形高超声速飞行器在弹道飞行状态下全机热环境参数、防热结构内温度场等随飞行时间的变化特性。以RAM-CⅡ、类Ⅹ-37B等典型高超声速飞行器为研究对象,在设定的飞行条件及热防护方案下,进行了气动加热与结构传热问题的求解,给出了全机表面热流密度与防热结构材料温度的时变特性。结果对比表明,所发展的方法具有快速、高效的特点,且计算精度可满足工程设计初期选型需求,可为高超声速飞行器的热防护系统初期设计及热环境特性快速计算分析提供技术支持。     

二维过渡区含化学反应的喷流干扰流场DSMC/EPSM仿真

构造可仿真含化学反应的稀薄／连续不同流动区域的DSMC／EPSM混合算法，应用该算法，数值模拟过渡区有横向喷流干扰的二维有限平板高超声速化学反应流场，分析流场结构和物面气动系数分布等特性，充分反映稀薄／连续混合区域高超声速流动中的化学反应效应，同时通过与DSMC算法比较，论证DSMC／EPSM混合算法的可行性与计算效率相对提高的优越性。     

二维过渡区喷流干扰流场的DSMC/EPS仿真

应用DSMC／EPS混合算法，数值模拟过渡区有RCS横向喷流干扰的二维有限平板高超声速流场，分析了流场结构、分离形态及物面气动系数分布等特性。结果表明，不同：Knudsen数下，喷流干扰流场存在差异，过渡区中的稀薄气体效应得以体现，证明了DSMC／EPS混合算法是研究稀薄，连续混合区域高超声速流动的有效方法。     

稀薄过渡流区横向喷流干扰效应数值模拟研究

为了准确预测稀薄过渡流区横向喷流与稀薄大气的干扰流动特征,本文在建立直角与表面非结构网格混合结构的DSMC数值算法以及碰撞网格自适应算法基础上,提出基于MPI的静态随机负载平衡技术,构建了DSMC并行计算代码。计算的不同压力比条件下三维平板模型横向喷流与稀薄大气干扰的分离长度与低密度风洞试验有较好的一致性,验证了本文算法的可靠性。开展了细长钝双锥外形高超声速稀薄来流与超声速/高超声速横向喷流干扰效应的研究,计算分析了不同飞行高度、不同飞行速度、不同飞行攻角、不同喷流推力下复杂流场结构和对气动力特性的影响规律。考察了RCS喷管出口参数不同(均匀/非均匀)对喷口附近分离涡和分离长度的影响。     

稀薄流航天器鼻锥迎风凹腔气动力和气动热性能研究

本文采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对高超声速稀薄流中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了数值研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响;以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明,高超声速稀薄流中迎风凹腔能够降低鼻锥外壁面的热流密度;当凹腔深宽比达到1之后,凹腔侧壁面热流变化趋于一致,热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变,且凹腔底部热流很小;凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流,腔内气体压力不断振荡;唇口钝化没有明显优势,虽然可以降低鼻锥峰值热流,但是会带来严重的气动力性能下降。     

高超声速稀薄流的气粒多相流动DSMC算法建模研究

基于直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法,构造适用于DSMC算法的固态和液态颗粒碰撞、聚合和分离模型,发展稀薄条件下双向耦合作用的气粒多相流的DSMC算法,在此基础上初步实现高超声速稀薄流环境中的气粒多相喷流流场数值模拟.算例结果表明该方法能为稀薄过渡区气粒多相流动提供一种新的应用研究手段.     

Maxwell气固相互作用模型对稀薄高超声速凹腔绕流流动特征和热环境的影响

针对高空航天飞机等再入飞行器表面缺陷或防热瓦缝隙导致的局部压力过高和气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo （DSMC）方法研究了飞行高度为80 km的稀薄流区高超声速凹腔绕流问题,考虑气固相互作用（GSI）模型对凹腔流场特征和表面压力、热流的影响。结果表明：稀薄流条件（80 km）下,GSI为完全漫反射时,在凹腔前缘分离的剪切层再次附着在后缘,在凹腔内部形成一个充满腔体的单涡结构;随着GSI从完全漫反射向镜面反射变化,气体与凹腔表面之间的切向动量交换减弱,即黏性剪切作用减弱,外部气流被卷入凹腔的程度减弱,导致涡结构不断减小直至消失,凹腔底部逐渐出现所谓的"死水区"。与完全漫反射相比,镜面反射或近镜面反射会导致凹腔上游侧面的峰值压力和峰值热流以及下游侧面的峰值压力剧烈增大,在飞行器设计中,应特别留意上述表面的压力载荷和热载荷。     

高速稀薄流域防热减阻概念构型气动性能

为探究高速稀薄流流域凹腔槽道的气动特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm以及基准高度为20 mm的唇口钝化半径为2～20 mm的凹腔槽道构型,获得了不同算例的气动热系数和气动力系数的变化情况,分析了不同槽道高度以及不同唇口钝化半径的凹腔槽道构型对...     

球双锥外形稀薄过渡流区气动特性研究

采用风洞试验和工程计算相结合的方法,对球双锥类外形的稀薄过渡流区气动特性进行了研究。风洞试验在高超声速低密度风洞中进行,设计了高灵敏度的外式微量天平,解决了温度防护和高精度校准的问题,得到了球双锥外形在高度65km~75km、高超声速流动的气动力数据。在此基础上,结合球双锥细长体外形绕流的特点和DSMC数值模拟结果,从连续流粘性干扰模型、关联参数选取、过渡流搭桥函数等三个方面对现有工程计算方法进行了改进。研究结果表明:稀薄效应对球双锥外形的气动特性,尤其是轴向力系数和升阻比产生非常大的影响;计算与试验结果的对比表明,计算模型的改进效果显著,大幅度提高了预测值的准度。     

稀薄大气下机械展开式再入飞行器气动特性研究

以机械展开式再入飞行器为研究对象,采用DSMC(直接蒙特卡洛模拟)方法计算分析了其在稀薄大气环境下的气动特性.讨论了飞行器在不同高度下的流场特性和升阻及配平特性,结果表明飞行器流场及受力特性对大气稀薄程度显示出较强的敏感性;进一步分析了连续流过渡至稀薄大气下飞行器的阻力系数,得出了随着来流Knudsen数增加,大气稀薄效应逐渐显现,传统的CFD方法已不再适用于描述流动特征的结论,同时给出了依据来流Knudsen数大小采取CFD和DSMC方法分别进行计算分析的建议.     

DSMC量子动理学化学反应模型的数值模拟

为评估直接模拟蒙特卡罗（DSMC）方法中新近发展的一种量子动理学（QK）化学反应模型，在自研高超声速稀薄气体流动数值模拟软件RariHV中实现该模型，并进行了单个绝热单元内的热泳平衡/非平衡反应测试。结果表明，数值解与理论解吻合良好，QK模型具有很好的预测化学反应流动的能力。为进一步验证QK模型在真实流动中的表现，还计算了高超声速绕圆柱的化学反应流动，QK模型计算的驻点线上温度和组分分布都与总碰撞能（TCE）模型结果吻合良好。相较于TCE模型，QK模型的优势是不再依赖反应速率系数的实验数据，在深空探测等化学反应数据缺乏的领域具有一定的应用前景。