NPLS流场测量技术在高超声速风洞中纳米粒子跟随性数值仿真

从描述粒子运动的微观层次出发，采用双向耦合技术，建立了一种适用于稀薄条件下两相流动的DSMC数值模拟方法。对相间相互作用进行解耦处理，实现了气固两相间动量和能量相互作用的模拟。采用基于DSMC方法的稀薄两相流双向耦合算法，对NPLS测量技术高超声速流场测量中纳米粒子的跟随性进行了数值研究。通过Φ50nmTiO₂粒子在不同高超声速流场条件下气相-纳米粒子两相流场的仿真，表明在稀薄度很小的流场中，纳米粒子的跟随性很好。而随着流场稀薄度增加，流场中纳米粒子的跟随性降低，纳米粒子在流场中的分布与气相流场分布差异变大，通过NPLS测量得到的激光散射信号不能反映流场结构。     

稀薄流到连续流的气体运动论统一算法研究

通过引入碰撞松弛参数和当地平衡态分布函数对BGK模型方程进行修正，确定含流态控制参数的各流域均适用的气体分子速度分布函数简化控制方程。发展和应用离散速度坐标法于气体分子速度空间，利用一套在物理空间和时间上连续而在速度空间离散的分布函数来代替原分布函数对速度空间的连续依赖性。基于非定常时间分裂数值计算方法和无波动、无自由参数的NND耗散格式，建立直接求解气体分子速度分布函数的气体运动论有限差分数值方法。发展可用于速度空间宏观取矩的离散速度数值积分方法，获取物理空间各点的流动参数，由此发展一套能有效模拟各流域三维绕流问题的气体运动论统一算法。研究气体运动论数值算法所适合的并行方案，基于统一算法的HPF并行实现，建立一套能有效模拟不同流域复杂外形体绕流的HPF并行算法软件。通过对不同Knudsen数的一维、二维、三维气体绕流问题进行数值计算表明，计算结果与有关实验数据及其它途径得到的研究结果吻合较好，证实了本文发展的统一算法在求解稀薄流到连续流不同流域复杂绕流问题方面的可行性。     

Al-Zn-Mg-Cu合金多道次热变形及固溶处理过程中的晶粒演变

定量研究Al-Zn-Mg-Cu合金多道次热变形及固溶处理过程中的晶粒演变。采用Gleeble 1500D热模拟机进行热压缩实验,采用电子背散射衍射(EBSD)定量表征微观组织。主要研究变形量、变形道次、变形温度以及变形速率对平均晶粒尺寸、再结晶体积分数、大小角度晶界比例等微观组织特征的影响。结果表明:平均晶粒尺寸、再结晶体积分数以及小角度晶界比例均随着变形道次的增加而降低;随着温度的升高,大角度晶界比例减小,小角度晶界比例升高;平均晶粒尺寸和大角度晶界比例随着变形量的增大而减小,而小角度晶界比例的变化则呈现出相反的趋势。     

分区对接网格在跨流域气体运动论统一算法的应用研究北大核心CSCD

为了模拟跨流域复杂物形绕流或多体流场,需要在位置空间建立能描述整个流场特性的网格系统,相应的数值计算方法也需要有所改进。本文采用分区对接网格处理复杂物形绕流或多体干扰流场,得到能准确描述流场特征的贴体网格系统。在此基础上数值求解考虑转动非平衡影响的Boltzmann-Rykov模型方程,在速度空间应用离散速度坐标法、位置空间采用数值差分NND格式。网格对接面上考虑分布函数的传递,包含网格点信息和网格点上速度的信息。通过计算得到复杂物形的流动特性。相关算例表明网格分区之间的流场参数光滑过渡。与文献及DSMC结果的对比证实本文基于分区对接网格的气体运动论统一算法是可靠的。     

瑞利散射测速技术在高超声速流场中应用研究

采用基于法布里-珀罗干涉仪的干涉瑞利散射测速技术在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma5、Ma6、Ma12的流场速度和湍流度的测量，了解了瑞利散射速度和湍流度测量系统在高超声速流场中应用的情况，结果表明目前该风洞流场湍流度在1%以内，速度测量结果与流场校测偏差最大1.3%；对激波后返回舱模型绕流速度进行了测量，Ma6来流的测量结果与数值模拟结果吻合较好，而Ma12来流的测量结果与数值模拟结果相差69%，对原因进行了分析。在实验中发现目前Φ0.3m高超声速低密度风洞的流场存在一定程度的冷凝现象，并对后续研究工作提出了建议。     

箔条云跨流域整体气动特性计算研究

研究随机动力学理论与统计散布取样技术,提出对飞行器抛撤"海量"箔条及形成箔条云有限分组随机统计模拟方法;采用所建立空气动力学理论与计算技术,提出可有效模拟稀薄流到连续流不同高度、马赫数、攻角与侧滑角及极高长细比箔条气动特性计算方法;研制飞行力学数值方法,计算确定任意时刻箔条个体团空间位置、速度;应用所发展随机动力学加权技术及概率统计分布原理,进行箔条云整体性能分析,建立箔条云跨流域飞行整体运动性能与覆盖范围统计模拟方法.对飞行器抛撒"海量"箔条形成箔条云跨流域飞行气动特性计算分析,模拟仿真结果与实验测试相吻合,证实所建立箔条及箔条云跨流域整体气动特性计算分析方法的工程实用与可靠性.     

小尺寸应变天平设计方法研究

φ0.3m高超声速低密度风洞测力试验模型尺寸小、天平载荷小、流场总温高,天平防热结构设计难,刚度要求和灵敏度要求矛盾突出,测力天平的研制难度大.采用数值仿真和风洞试验相结合的研究方法,对应用于该情况下的内式天平在温度影响和结构设计方面进行了研究.采用有限元方法对天平温度影响和结构应力分布做了详细分析,并对分析结果进行了风洞试验验证.结果表明:在实现天平结构优化设计及提高天平设计的准确性和可靠性方面,有限元分析设计方法是非常有效的技术途径.     

卫星姿控发动机混合物羽流场分区耦合计算研究

研究求解喷管内流场N-S方程数值计算方法,发展基于N-S方程物面边界滑移流理论计算技术。提出求解羽流核心区轴对称DSMC模拟方法与远场三维DSMC仿真方案,发展多组元混合物羽流DSMC仿真方法。研究求解卫星姿控发动机内外近场、远场、倒流区和物面相互作用影响区多流域流场分区耦合计算技术,建立了一套用于求解混合物燃气羽流及对太阳电池帆板与卫星体表面撞击污染影响数值模拟方法。通过对分别安装于某在轨卫星不同位置两个典型姿控发动机燃气五组元混合物羽流计算研究及相关结果对比分析,证实本文数值方法可靠性。     

航天员出舱牵引构型设计与结构响应性能评估

针对航天员出舱过程所用安全绳锁挂频繁的问题，进行了安全高效的航天员出舱牵引系统构型设计，可作为太空行走的辅助导向装置。基于材料结构弹塑性力学方程与含应变耦合项的热传导方程，推导结构热力响应可计算数学模型，利用Newmark方法以及Crank-Nicolson数值格式分别对热弹性方程和热传导方程进行时间域上的离散，构造金属结构响应无条件稳定隐式有限元格式，搭建了温度场与位移场相互影响热力耦合有限元算法(FEM)性能评估软件系统，以此对牵引系统的导轨进行热力耦合数值计算，得到在太阳辐射外热流载荷作用下具有较强抗变形能力的结论。计算了航天员采用牵引系统出舱时对导轨产生的拉力，并借助ANSYS Workbench对导轨进行静力学求解，验证了该牵引系统具备结构强度可靠性，可为空间站建设舱外作业平台提供重要理论分析依据与设计参考。