考虑分子转动自由度的离散统一气体动理学格式

离散统一气体动理学格式（DUGKS）是一种适用于全流域模拟的有限体积方法。之前的研究考虑了分子平动自由度，验证了DUGKS在多尺度问题中的准确性及稳定性。本文基于Rykov模型方程构造了离散统一气体动理学格式，并采用Landau-Teller-Jeans转动能量松弛模型，可用于双原子气体从连续流动到稀薄流动的多尺度问题计算。测试了激波结构、超声速平板绕流以及超声速圆柱绕流等非平衡流动问题，计算结果显示出双原子气体分子中存在平动自由度与转动自由度对应的能量交换过程，并与统一气体动理学格式（UGKS）、直接蒙特卡罗（DSMC）方法的解以及实验值吻合较好。     

含转动非平衡效应Boltzmann模型方程统一算法与跨流域绕流问题模拟研究

通过对转动自由度松弛变化特性的研究,采用转动惯量描述气体分子自旋运动,利用分子总角动量守恒作为一个新的碰撞不变量,确立含转动非平衡效应各流域统一的Boltzmann模型方程。基于转动能量空间对分布函数进行守恒积分,得到计及转动非平衡效应的分子速度分布函数控制方程组,应用气体分子运动论离散速度坐标法对速度分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造直接求解分子速度分布函数的气体动理论统一格式。基于物面质量流量通量守恒与能量平衡关系,发展计及转动非平衡影响的气体分子运动论边界条件数学模型及数值处理方法。由此提出模拟高稀薄自由分子流到连续流各流域转动非平衡效应的Boltzmann模型方程统一算法。通过对高、低不同马赫数1.5≤Ms≤25考虑转动非平衡效应的氮气激波结构与不同Knudsen数9×10-4≤Kn!≤10再入竖直平板、Ramp制动器、尖双锥外形跨流域高超声速绕流问题模拟研究,将计算结果与有关实验数据、广义退化Boltzmann与ES椭球统计模型等研究结果对比分析,验证含转动非平衡效应Boltzmann模型方程统一算法求解自由分子流到连续流跨流域绕流问题可靠性。     

正激波结构与反射的蒙特卡罗模拟

本文用变径刚球模型(VHS)与Larsen-Borgnakke模型借助直接模拟蒙特卡罗方法模拟正激波结构与反射问题。直接模拟显示了分子间作用力幂次对激波剖面的影响,平动自由度经激波的非平衡效应,双组分气体经激波的组分分离效应,有转动自由度激发(双原子分子)气体中激波结构、传播和反射、双原子轻分子作为载体的混合气体激波结构中重气体的温度超出等。     

MEMS中气体运动的若干微尺度效应

宏观流动到微流动不单是"量"的变化,而且有"质"的不同[1].在微流动中,由于微尺度效应,主导流动的作用力发生变化,惯性力不再占主导地位;在宏观尺度流动中可以忽略的表面效应和壁面滑移等现象,开始凸现出来,这就导致了微流动中出现了与宏观流动不同的现象和规律.本文研究微流动问题中的若干微尺度效应:包括微喷管中气体流动的特性、微槽道中的稀薄气体效应和分子泵内的流动问题.这些研究对于设计和开发新的微机械机电设备是非常重要的.     

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。      

跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究

针对回收类航天器(返回舱)再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法间验证结合,进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段,建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法(GKUA)、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充,适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110～30km各流域球体、高超声速尖前缘中空柱裙、返回式卫星球锥体、飞船返回舱稀薄过渡流以至近连续流区气动力/热与姿态配平绕流问题计算与实验分析比较,证实统一算法在高稀薄流区,与DSMC吻合很好;在连续流区,与(滑移)N-S解算器相一致;在中间过渡带,与N-S/DSMC耦合算法相容;具有全飞行流域很好的计算一致收敛性。简述了跨流域空气动力学几种模拟手段的适应性特点与展望,揭示了返回舱再入跨流域复杂高超声速流动变化规律。     

返回舱再入跨流域气动及配平特性数值研究

基于直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,发展流场直角与表面三角形非结构混合网格生成方法和网格自适应技术,构造适于高稀薄流到近连续滑移流多流区共存的变时间步长模拟策略及DSMC区域分解并行计算方案。采用经改进的DSMC方法模拟飞船返回舱再入过程130～70km跨越外层空间自由分子流到稀薄过渡近连续流区热化学非平衡流动,研究分析了跨流域激波过渡带和边界层的强扰动演变规律以及稀薄气体效应、高温真实气体效应对返回舱气动特性和配平特性的影响规律。对比分析了不同壁面反射模型对返回舱配平特性的影响特点,计算的探月试验返回器配平迎角与飞行试验数据一致。计算分析了质心位置偏移对配平迎角的影响机制。计算结果表明:稀薄气体效应和壁面反射模型对90km以上高度的气动力和配平特性影响显著,真实气体效应则对90km以下高度的气动特性影响较大,质心横向偏移对配平迎角影响较大。     

考虑多种物理效应的钝锥俯仰稳定性参数影响分析

首先采用二阶ROE格式计算了非定常NS方程下高超声速钝锥体的俯仰阻尼导数,通过与文献中内伏牛顿法和实验结果对比验证了本文所采用非定常计算方法的正确性.同时采用二阶ROE格式及双时间步长、刚性旋转动网格技术等,数值分析了NS方程计算条件下高空高马赫数钝锥体模型的强迫振动非定常流场特征,并运用最小二乘法辨识出其俯仰静稳定性导数与俯仰阻尼导数.通过计算结果对比分析了不同高度(含稀薄气体效应)、Maxwell滑移边界条件及五组元化学非平衡模型对钝锥体模型非定常流动特征及静、动导数的影响.结果分析表明,本文所计算的钝锥模型在所假设强迫振动下的俯仰稳定性参数随高度变化剧烈,且考虑滑移边界条件与化学反应会使得俯仰力矩迟滞曲线形态发生较大程度改变.准确计算高空、高马赫数条件下飞行器俯仰阻尼导数应考虑化学非平衡效应和稀薄气体效应的影响,是否考虑这些物理效应会关系到飞行器静、动稳定的程度.     

电离对高超声速稀薄流飞行器气动热影响

将电离反应模型扩展到（direct simulation Monte Carlo,DSMC）方法中,研究了电离反应效应对高超声速稀薄流飞行器气动热的影响特性.针对稀薄流场中电子出现带来的实际困难,引入“捆绑法”思想处理电子在流场中的运动,并给出了电离反应模型及电离反应处理方法.在以RAM-C Ⅱ飞行器外形为例对增加了电离反应的DSMC代码进行验证的基础上,以“星尘号”探测器外形为研究对象,针对不同飞行高度下5组元混合气体模型（无电离）和11组元混合气体模型（含电离）的化学非平衡流动开展了数值模拟,细致分析和对比了电离反应效应对探测器气动热的影响规律.研究结果表明:采用的电离反应处理方案能够模拟带电离反应的高超声速化学非平衡稀薄流动.在飞行高度为60km时电离反应对探测器气动热的影响最为强烈,使探测器的驻点热流密度降低了5.12%,电离反应对探测器气动热的影响随气体稀薄程度增加而减弱.      

高超声速流存在局部稀薄效应的一个判据及相应的流动特性

对于近空间高超声速飞行器的研制,计算流体力学(CFD)起着非常重要的作用。但若流场中存在必须考虑气体稀薄效应的地方,传统的CFD就要做相应的改变,这时首先遇到的问题将是判断是否需要考虑气体的稀薄效应的判据应该是什么?[1]其次就是气体稀薄效应的影响表现在什么地方?如何在CFD中考虑这一效应?本文选取具有代表性的高超声速剪切流为研究对象,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法,对剪切强度和稀薄程度不断增强的流动,研究了分子运动速度分布函数以及剪切力的相应变化规律;找到了一个可以判别气体稀薄效应程度的无量纲参数Zh,以及传统连续介质模型下的剪切力和由DSMC所得剪切力随参数Zh的增大而出现的有规律性的差别。     

一维非平衡喷管流动计算

引言 在电弧风洞的运行中,喷管前室的气流温度很高,空气各组元之间会发生化学反应,双原子组元还要出现振动激发。混合气体通过喷管加速,化学反应和双原子分子的振动都达不到平衡,结果使得喷管各处流场参数与平衡流的计算数据有些差异,这就是喷管流动的非平衡效应。     

探月返回器稀薄气体热化学非平衡特性数值模拟

通过发展直角/非结构混合网格下,适于复杂返回器含内能激发的五组元热化学非平衡稀薄气体直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法,数值模拟了钝体返回器稀薄流区7.5 km/s和10.6km/s再入速度下的非平衡流场特性和对物面气动力/热分布的影响。计算结果表明在月球返回速度下稀薄过渡流区存在着强烈的热化学非平衡,近连续滑移区仅在激波层区域存在着较大的平动、转动和振动非平衡度,而在高稀薄流区,热力学非平衡遍布绕流物体四周,包括整个压缩区和尾迹区。高温真实气体效应对表面热环境影响显著,对表面压力和摩擦力的影响相对较弱。计算结果显示探月返回器再入绕流过程100 km飞行高度仍需要考虑热化学非平衡的影响。     

高温气体效应对高超声速磁流体控制的影响

高温气体效应会严重影响高温气体流场的流动特性，进而影响高超声速磁流体控制效率。基于低磁雷诺数假设，通过耦合求解带电磁源项的三维Navier-Stokes流场控制方程和电场泊松方程，开展完全气体模型、平衡气体模型、化学非平衡气体模型、热化学非平衡气体模型等条件下的高超声速磁流体控制数值模拟，分析气体模型对磁流体控制的影响，研究高温气体各种非平衡效应及焦耳热振动能量配比等对高超声速磁流体控制的影响规律。研究表明：化学非平衡效应对高超声速磁流体控制影响显著，采用化学非平衡气体模型模拟得到的磁控增阻特性介于完全气体模型和平衡气体模型之间，平衡气体和完全气体模型磁控热流变化的定性规律，与非平衡气体模型模拟结果差异很大；热力学非平衡效应对高超声速磁流体控制的影响，与焦耳热振动能量作用比率紧密相关，随该配比增大，磁场增阻效果由67%降到约12%；高温气体效应会极大地降低磁控增阻效果，会明显地增强部分表面区域的磁控热流减缓效果，要准确数值模拟高超声速磁流体控制，必须有效地考虑化学和热力学非平衡效应，同时选用接近实际情况的焦耳热振动能量配比。     

基于简化Boltzmann方程的超声速流稀薄效应分析

从近连续流到近自由分子流,计算分析超声速流场的稀薄效应。模型Boltzmann方程先后经简化分布函数和离散速度坐标变换后,采用一个隐式通量修正二阶迎风TVD格式差分求解。壁面取漫反射气体分子模型。在Knudsen数为0.001,0.01,0.1,1.0,10等5种情形下,数值模拟二维圆柱氩气体绕流,观察到了不同的波系及尾迹结构。总阻力系数计算值同实验数据基本吻合,碰撞项Shakov动力学模型反映的流场细节略好于修正BGK模型。稀薄效应趋于弱化激波等超声速流动结构,物体影响域增大。     

长微管道气体流动的近似解析解

对长微管道中压力驱动的气体流动，考虑到稀薄气体效应，给出了可压缩气体流动简化控制议程的近似解析解，得到了流动的速度分布、密度分布以及近似质量流量公式，分析了影响流量的因素。     

局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。     

高超声速喷管非平衡黏性流动的数值研究

分别采用平衡气体模型、化学非平衡气体模型和热化学非平衡气体模型,通过求解轴对称Navier-Stokes方程组,数值模拟了法国Marseille高焓激波风洞锥型喷管(H₀=10.3MJ/kg),分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、振动温度、马赫数和组分质量数在轴对称线上的分布与喷管出口附近的速度和温度沿径向分布等结果。计算结果表明:化学反应速度加快,会导致喷管出口温度增加,振动能的冻结会导致喷管出口温度降低。     

考虑稀薄气体效应的止推箔片轴承静特性分析

以波箔型气体止推箔片轴承为研究对象,基于1阶滑移速度边界条件,建立了考虑稀薄气体系数的修正雷诺方程.结合Newton-Raphson迭代法和有限差分法,耦合求解Reynolds方程和润滑膜厚度方程,仿真获得了止推箔片轴承的轴向承载力、起飞转速等静态性能,并研究了稀薄气体效应和轴承结构参数对止推箔片轴承静态特性的影响.结果表明:稀薄气体效应将使止推箔片轴承的轴向承载力减小,起飞转速增大,且稀薄气体效应的影响随轴承工作转速、箔片变形柔度系数的提高有所减弱;止推箔片轴承的安装间隙小于10μm时,起飞转速随安装间隙的减小急剧增大,因而在止推箔片轴承装配时须严格控制轴向间隙.      

基于修正N-S方程本构关系的气体动理论耦合方法

随着稀薄程度的增加,Navier-Stokes方程的线性本构关系难以正确描述稀薄气体输运特性,高阶非线性本构关系往往数学形式极为复杂,对数值求解造成稳定性差等问题。为了发展适宜于近空间飞行器气动特性分析的高超声速稀薄流动模拟方法,本文利用求解Boltzmann模型方程的气体动理论统一算法(Gas Kineitc Unified Algorithm,GKUA)对应力张量、热流等宏观量数值积分求解的优势,提出了一种基于数值修正N-S方程本构关系的气体动理论耦合方法。通过将GKUA获得的应力张量及热流用于修正N-S方程的本构关系,实现了存在局部稀薄效应的流动模拟,并且通过可压缩平板边界层、圆柱绕流问题的数值模拟,验证了方法的有效性。     

硅基超短微转子系统动力学分析和 不平衡量试验测量方法研究

以基于微型静压气体轴承系统支承的硅基超短微转子为研究对象,充分考虑微尺度下稀薄气体效应的影响,建立了微型静压径向气体轴承的气体动力学模型。开展了不平衡量影响下的微转子-气体轴承系统动力学的建模和动力特性研究,分析并掌握了微转子不平衡量与微转子动力学响应、微型静压气体轴承供气特性之间的内在联系,提出了一种基于共振原理和反推原理的超短微转子不平衡量分析和测量方法,解决了常规不平衡量测量方法中存在的传感器安装和环境振动干扰等问题。