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。     

超高速高焓流动研究进展

本文介绍了中国科学院高温气体动力学重点实验室在超高速高焓流动模拟技术和试验方法方面取得的研究进展.文章主要包括三部分研究内容:第一部分是关于发展先进的超高速试验模拟技术,包括爆轰驱动高焓激波风洞和爆轰驱动高焓膨胀管.高焓激波风洞产生的超高速气流速度的范围是3.5km/s～6.0km/s,高焓膨胀管能够模拟速度为6.5km/s～10km/s的超高速气流.第二部分介绍高焓激波风洞喷管流场诊断结果,用来检验喷管产生的超高速流场的流场品质及其与飞行条件的差异.第三部分是关于超高速流动的试验方法和数值技术研究,包括高焓流动中真实气体效应对飞行器俯仰力矩变化的影响;热化学反应流动中表面催化效应诱导的气动热变化规律;喷管流场的气流非平衡效应对试验结果可能产生的影响.     

层板推力室发汗冷却壁温特性的初步研究

对液体火箭发动机发汗冷却层板推力室的壁温特性进行了初步研究,通过建立一维固液耦合温差模型,利用有限体积法,计算得到沿推力室径向层板固体和冷却剂的温度分布,并对影响壁温特性的各种因素进行了计算分析,包括冷却剂流量、层板导热系数和冷却通道尺寸等.结果表明:冷却剂流量是控制层板结构温度的重要参数;层板应该采用一种导热系数适中的材料,过大或过小导热系数的材料都不利于推力室的整体性能;较大的冷却通道宽高比有利于层板向冷却剂导热;冷却通道内的换热效率与冷却剂流量和层板导热系数有关.      

高超声速钝体尾流光电特性的计算

本文提出了一个高超声速非烧蚀钝体尾流全流场的简化模型和简化的空气化学模型。该模型用于化学非平衡尾流积分电子密度与NO_2化学发光辐射等参数的计算。对于NO_2化学发光辐射既求得了整个频谱范围内的总辐射,也求得了分谱辐射强度。计算结果与弹道靶测量数据进行了比较,它们之间的一致性良好。     

高超声速化学非平衡绕流分布式并行算法

讨论了非结构网格高超声速化学非平衡绕流流场的分布式并行数值模拟方法。控制方程采用带化学反应源项的N-S方程,数值离散格式采用Jameson有限体积法。化学反应模型为五组元五反应模型,没有考虑电离效应,对化学反应源项进行了点隐式处理,温度场的计算采用牛顿迭代法。通过调用METIS库函数将整体计算区域进行分裂,使用PVM并行机制在PCs-Cluster机群上对二维钝头体高超声速化学非平衡绕流进行了分布式并行计算,得到了结果,并对算法的加速特性进行了对比分析。     

120°模具室温8道次ECAP变形纯钛的组织演化

在室温下以等径弯曲通道变形(ECAP)技术制备超细晶工业纯钛,利用光学显微镜(OM)和透射电子显微镜(TEM)研究室温ECAP变形纯钛微观组织演变过程,并讨论纯钛室温ECAP变形的显微组织演化机制。结果表明:显微组织演化分为3个不同阶段,分别对应3种不同机制:第一阶段在真应变ε≤1.27时,为位错滑移和孪生交互作用细化机制,形成含有高密度位错和孪晶的板条状组织;第二阶段在真应变量1.27<ε<2.54时,为动态回复细化机制,晶粒进一步细化至~0.25μm,形成典型的变形亚晶组织;第三阶段在真应变量ε≥2.54时,为不平衡晶界的转动细化机制,形成平均晶粒尺寸约为0.2μm的等轴状大角度晶界超细晶组织。     

硝基化合的热力学性质的估算（1）

硝基化合物是常用的含能材料，其生成热的估算具有重要的意义。本文根据次级基团加积法和原理，提出了硝仿基的基团生成热值各种情况下邻位和间位硝基之间相互作用的能量修正值，应用这些值牟脂肪族硝基化合物的生成热进行了估算，取得了满意的结果，其拟合方程的回归系数达到０．９９７０。     

含化学反应流动的TVD格式及其在燃气射流中的应用

以Harten标准TVD格式为基础，结合固体火箭燃气射流的特点，以数学方法系统地推导了适合于高温、高压和高速流体流动的数值格式，给出了压力偏导数的合理计算公式；利用化学动力学知识，对火箭燃气射流流场中存在的多组分、含有限速率的化学反应问题进行了论述，阐明了化学反应质量源项的求解方法。以12组分9反应方程模型为例，利用编制的计算程序，对某火箭燃气自由射流流场进行了模拟。通过对结果的分析，肯定了数值格式的正确性。     

钝体标模高焓风洞试验和飞行试验相关性的数值分析

在高焓风洞喷管膨胀流动中,会出现组分和振动能量的非平衡冻结现象,给试验数据的分析、外推和使用带来困难。笔者选择有飞行试验数据的钝锥体ELECTRE作为高焓风洞试验的标模,用热化学非平衡Navier Stokes软件,计算了飞行条件和相应的考虑组分和振动能量的非平衡冻结效应试验条件的模型绕流流场,用双尺度参数ρL和Stanton数,分析试验条件下的热流数据外推飞行条件的问题。研究结果说明:在模型头部区域,保持总焓和双尺度参数ρL不变,热流数据从试验条件外推到飞行条件是可行的;在模型尾部区域,试验条件和飞行条件的Stanton数有较大差别,用双尺度参数ρL把热流数据从试验条件外推到飞行条件有较大误差。最后提出了用CFD设计高焓风洞试验条件的思路,并识别真实气体效应显著改变热流分布的高焓风洞试验能力区域。     

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。