二维热化学非平衡流动的非结构网格DSMC方法及其应用

研究了二维热化学非平衡流动非结构网格DSMC方法实现的过程。提出了一种新型的高效搜索算法,该算法不仅可以跟踪模拟分子在网格之间的迁移,而且在搜索过程中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非确定论判据。为加快流场的时间发展历程,设计了适合DSMC方法的动态局部时间步长技术,使其可以应用到定常和非定常流场的计算。利用Fortran90的动态分配内存技术编制了计算程序。最后对过渡流域高超声速圆柱绕流进行了数值试验,计算结果初步验证了该算法的可行性。     

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。     

阿波罗指令舱稀薄气体动力学特征的蒙特卡罗数值模拟

本文对阿波罗指令舱稀薄气体动力学特征进行了蒙特卡罗直接模拟（ＤＳＭＣ）。采用中点数值逼近法确定模拟分子与物面碰撞点，利用网格编号将三维计算问题一维化，把流场入口处的分子补充与分子排序有效结合，利用分子横穿流场次数确定流场稳定前的时间步长计算次数。简化了计算过程，大大节约了计算机时和内存。给出了指令舱从自由分子流到过渡区不同Ｋｎｕｄｓｅｎ数、各攻角下的气动特征。模拟结果与有关理论、实验数据相比，证实     

三维Euler方程自适应八叉树结构各向异性直角网格算法

采用各向异性直角网格对相应的三维复杂流场进行了模拟 ,提出了物面三角化方法及网格与物面的相交判断过程。用以中心差分为基础的 Jameson的有限体积法对 Euler方程进行求解。计算结果表明 ,各向异性直角网格算法对相应流场进行模拟 ,计算时间较短而效果较好     

大型航天器再入解体气动力热特性模拟的直接模拟蒙特卡洛方法研究

为模拟大型航天器离轨再入近连续过渡流区高超声速气动力/热绕流特征,构建了基于直接模拟蒙特卡洛法碰撞限制器技术的混合方法,发展了基于密度梯度的动态自适应混合网格处理技术与变时间步长计算方案。利用当地流动梯度的克努森数作为判断连续流失效的参数,将流场划分为不同区域,在连续流区采用碰撞限制器以及大网格尺度和大时间步长,在流场的大梯度区域——包括激波和壁面边界层区域——采用基于当地密度梯度的动态自适应碰撞网格和取样网格处理技术。为保证整个流场范围每个碰撞网格内的模拟粒子数分布更加均匀,采用变时间步长计算方案,并固定当地时间步长与粒子权重的比值,避免了因分子穿越网格界面产生的复制或消失。通过计算类天宫飞行器低密度风洞试验状态的气动力系数,并与试验数据对比,验证了上述算法的高精度模拟能力与可靠性。同时模拟分析了带太阳电池帆板的类天宫飞行器再入85 km高超声速复杂气动力热,及头部对接台与板舱非规则物形绕流所致激波/边界层干扰、流动分离与强气动力热致太阳电池帆板毁坏发生首次解体机制。     

基于两级直角网格结构的三维DSMC算法研究

结合直角网格计算的高效率以及表面非结构网格对飞行器几何外形的精细描述,本文建立了基于两级直角坐标网格结构的DSMC数值模拟算法。一级网格为计算区域离散后的背景网格,二级网格为独立的碰撞网格和取样网格,是在背景网格的基础上根据流场性质的变化经过自适应后获得的亚网格,碰撞分子对在亚网格内选取,以保证选取的分子是"最相邻的"。计算的Orion飞船外形从自由分子流到稀薄过渡流的气动力系数,与DS3V和DAC软件计算结果的一致性非常好,验证了本文算法的可靠性和有效性。同时对过渡区的流动特征和表面气动参数的分布规律进行了分析。     

基于局部无网格的混合算法研究

研究了一种求解任意外形绕流的局部无网格混合算法.该算法计算区域整体采用了直角网格,只在物面附近嵌入局部无网格处理.整体直角网格的规则性与正交性,不仅使得网格生成快,而且计算格式实施简单,避免了与非正交性相关的计算项,从而引入误差相对较小.局部无网格处理只要求物面附近布点离散,具有灵活性,使得发展的算法适合处理任意外形.先以理想不可压流动问题为例,给出了其控制方程Laplace方程的具体求解实施过程,并给出了直槽道内柱体绕流的计算结果;接着把方法推广用于求解可压缩流动的Euler方程,对喷管等典型流动问题进行了数值模拟,并与传统有限体积法结果进行了比较,在捕捉的波系结构、表面压力系数分布等方面具有良好的一致性,表明发展的新方法是可行的.     

DSMC计算中碰撞对取样和时间推进环节的高效处理方法

针对DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)计算中的碰撞对取样和时间推进环节,发展了一类高效处理方法。首先引入碰撞距离的思想,发展了一种自适应碰撞距离的分子碰撞对选取方法;随后在自适应当地时间步长方法和DSMC方法数据结构特点的启发下,以模拟分子为最小时间步长调整单位,发展了一种自适应分子时间步长方法;最后以圆柱外形为例,验证了本文高效处理方法的可行性与正确性。结果表明:发展的高效处理方法能够有效放宽DSMC方法对网格尺寸的限制,显著缩短流场达到稳定所需的计算时间,并且得到满足计算精度要求的结果。     

高超声速飞行器DSMC／EPSM自适应当地时间步长混合算法

采用优化的DSMC/EPSM混合算法,研究了高超声速飞行器三维复杂流场在近连续区的气动力热特性.发展了一种DSMC/EPSM自适应当地时间步长混合算法,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和计算精度.用DSMC方法、DSMC/EPSM混合算法和DSMC/EPSM自适应当地时间步长混合算法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DSMC/EPSM自适应当地时间步长混合算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.     

旋转坐标系N-S 方程无网格/网格混合算法

为了模拟涡桨发动机等绕固定轴旋转的桨叶流场,发展了一种求解旋转体非定常黏性绕流的无网格/网格混合算法。算法基于求解旋转坐标系纳维尔-斯托克斯方程展开,避免了旋转角速度特征物理量的插值运算;计算域采用整体网格和物面附近局部无网格离散,通过引入无网格和网格对偶点,实现了混合算法绕流信息的跨区交换,并给出了一种对偶点调整选取的方法;基于无网格点云空间导数逼近方法离散控制方程,并结合隐式LU-SGS算法,给出了混合算法求解非定常问题的双时间步隐式推进格式。结果表明:所提算法通过2维振荡翼型非定常绕流、旋转圆柱黏性绕流和模拟发动机桨叶旋转运动的3维悬停旋翼绕流进行了考核,所得升力系数等重要气动数据的变化趋势与文献试验或计算值一致,典型截面处所示的激波强度和位置亦与文献值吻合,展现出算法在模拟旋转部件绕流问题方面具有广阔的工程应用前景。     

动态负载平衡的二维非结构网格DSMC并行算法研究

基于PC-CLUSTER群机并行体系结构与消息传递库MPI并行环境,研究了二维非结构网格DSMC并行算法。提出一类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库函数构造了符合DSMC并行原理的单步通讯法。采用单控制多数据流(SPMD)以及Master/Slave并行模式,设计了二维非结构网格DSMC整体并行算法。在程序的编制过程中,充分展现了Fortran90高级语言的主要特性,引人动态数组、指针、链表及派生类型数据。最后对过渡流域高超声速绕流进行了并行计算,数值试验的结果表明本文设计的并行算法可以取得较为理想的加速比。     

一种DSMC方法的并行策略

为提高直接模拟蒙特卡罗（DSMC）仿真模拟的并行计算效率,基于消息传递接口（MPI）的并行环境,通过对比分析主从模式及对等模式两种程序设计模式下的并行效率,探讨了对等模式下非结构网格DSMC并行程序实现的关键技术及实施途径。提出了一种非结构网格下动态负载平衡DSMC仿真模拟的并行策略,设计了基于对等模式动态负载平衡的DSMC并行算法。最后以钝锥外形的高超声速绕流问题进行仿真模拟,验证本文并行算法的有效性,结果表明,本文设计的基于对等模式动态负载平衡的DSMC并行算法能够以高效的并行效率给出合理的结果。     

姿控发动机内流场及高空羽流流场的DSMC一体化数值模拟

通过引入“平衡抽样方法”有效解决了DSMC求解近连续流区所遇到的碰撞顶计算效率问题;对于过渡流及自由分子流区,构造了适合于DSM仿真的分子碰撞传能模型并配置了一种光滑过渡以减少误差的权函数。在此基础上首次实现了对姿控发动机喷管内流场及包括倒流区在内的高空弱流流场的DSMC方法一体化数值模拟。     

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。     

模拟真空羽流场的特征线法

介绍了特征线法（MOC法）对真空羽流场进行数值模拟的过程，用MOC法进行了喷管出口流动不均匀情况真空羽流场算例的求解，所得结果与理论分析相符合，与DSMC法计算结果吻合，提高了计算效率，节省了计算时间。结果表明：用MOC法可代替DSMC法对连续介质区进行模拟，并可在用N-S和DSMC耦合数值模拟中确定耦合边界。     

超声速平头圆柱绕流DSMC/EPSM混合算法研究

本文将EPSM算法与DSMC方法结合，构造了可模拟含近连续流区及过渡流区的DSMC／EPSM混合算法。运用混合算法模拟马赫数等于5．37时超声速平头圆柱绕流，并与DSMC结果进行比较，证明了DSMC／EPSM混合算法的有效性，并对两种算法的计算效率进行了比较。     

高超声速平头圆柱绕流化学反应流场的DSMC/EPSM混合算法研究

本文发展了平衡粒子模拟方法(EPSM)，建立了与高温气体化学反应动力学理论相匹配的EPSM耦合模型，并通过混合参数进行流区的自动识别，将EPSM方法与蒙特卡罗直接模拟方法(DSMC)结合，构造了可模拟化学反应流动的DSMC／EPSM混合算法。应用该算法对汲及化学反应的轴对称情况下高超声速平头圆柱绕流流场进行模拟，将结果与DSMC方法的结果进行比较，验证了新算法对求解化学反应流动的可行性。将混合算法的计算效率与DSMC方法的计算效率进行比较，发现混合算法能够大大提高计算效率。     

Extension of the low diffusion particle method for near-continuum two-phase flow simulations

The low diffusion (LD) particle method, proposed by Burt and Boyd, is modified for the near-continuum two-phase flow simulations. The LD method has the advantages of easily coupling with the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method for multi-scale flow simulations and dramatically reducing the numerical diffusion error and statistical scatter of the equilibrium particle methods. Liquidor solid-phase particles are introduced in the LD method. Their velocity and temperature updating are respectively, calculated from the motion equation and the temperature equation according to the local gas properties. Coupling effects from condensed phase to gas phase are modeled as momentum and energy sources, which are respectively, equal to the negative values of the total momentum and energy increase in liquid or solid phase. The modified method is compared with theoretical results for unsteady flows, and good agreements are obtained to indicate the reliability of the one-way gas-to-particle coupling models. Hybrid LD-DSMC algorithm is implemented and performed for nozzle discharging gas-liquid flow to show the prospect of the LD-DSMC scheme for multi-scale two-phase flow simulations.     

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.      

Research on vacuum plume and its effects

In vacuum environment, the exhaust flow of attitude control thrusters would expand freely and produce the plume, which possibly causes undesirable contamination, aerodynamic force and heating effects to the spacecraft. Plume work station (PWS) is developed by Beihang University (BUAA) for numerically simulating the vacuum plume and its effects. An approach which combines the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method and difference solution of Navier-Stokes (N-S) equations is applied. The internal flows in nozzles are simulated by solving the NS equations. The flow parameters at nozzle exit are used as the inlet boundary condition for the DSMC calculation. Experimental studies are carried out in a supersonic low density wind tunnel which could simulate the 60-80 km altitude environment to investigate the plume and its effects. To demonstrate the capability of PWS, numerical simulations are performed for the vacuum plume of several typical attitude control thrusters. The research results are of great help for the engineering design.