稀薄气体动力学矩方法研究综述

临近空间位于航天器入轨与返回的必经区域,也是临近空间高超声速飞行器长航时飞行空域,空间环境的特殊性决定了飞行器在穿越时必须考虑稀薄大气环境对飞行器气动力防隔热通讯及控制的影响.Boltzmann方程作为描述气体分子速度分布函数演化规律的微分-积分形式,在一定条件下能够描述从自由分子流到连续流全流域流动现象.作为Boltzmann方程的宏观表达形式,矩方程这一经典流体力学方程形式涵盖了Euler方程N-S方程Burnett方程super-Burnett方程及近年来发展的广义流体力学方程——非线性本构关系模型等.由于成熟的CFD数值计算理论及有限矩方程较高的计算效率,滑移过渡流矩方法相比粒子仿真与Boltzmann模型方程方法具有十分显著的优势和巨大的工程应用潜力.因此,对近年来传统及新型矩方法研究所取得的进展进行归纳总结,并针对关键科学问题开展理论与数值计算方法研究,具有十分重要的理论与工程应用价值.

Φ120高超声速风洞流场校测

介绍了浙江大学Φ120高超声速风洞的设计性能参数、流场校测结果以及标模测力结果。Φ120高超声速风洞采用“前吹后吸”的暂冲式直连式布局,喷管出口直径为120 mm,设计运行马赫数为5.0、6.0和7.0,来流总压0.2~2.0 MPa,来流总温400~700 K,运行时间不小于10 s。流场校测结果显示5.0/6.0/7.0喷管的均匀区直径超过90 mm,均匀区平均马赫数分别为5.07、6.05和6.94,均方根偏差分别为0.018、0.015和0.023,均匀区轴向马赫数梯度分别为0.021、0.016和0.031,上述关键参数全部达到GJB1179A-2012合格指标,部分参数达到GJB1179A-2012先进指标。AGARD HB-2标模在Φ120高超声速风洞中的气动力测量结果与自研GRAND程序数值计算结果以及GJB4399-2002中的参考值吻合得较好。综上所述,Φ120高超声速风洞参数范围较宽,可用于高超声速空气动力学教学试验和高超声速复杂流动机理、流动控制降热减阻机制等前沿科学问题的研究。

钢包钢管混凝土防护门动力响应及其影响因素分析

将钢包钢管混凝土防护门简化为正交各向异性简支板,采用代表体元惯性矩等效方法计算2个主方向的抗弯刚度,基于正交各向异性薄板理论得到板的自振频率及动力响应。通过理论计算和利用LS-DYNA有限元软件的数值模拟结果,分析钢管壁厚与钢板板厚对板自振频率和动力响应的影响,结果表明:随着钢板厚度增加,自振频率增加,防护门抗力提高,两者变化效果明显;随钢管壁厚增加,自振频率减小,防护门抗力提高,两者变化幅度较小。防护门设计时,在允许范围内应适当增加钢板厚度。

稀薄气体流动非线性耦合本构关系研究进展

临近空间高超声速飞行器流场蕴含着复杂的非线性流动机理与丰富的热化学非平衡流动现象,基于Newton摩擦定律和Fourier热传导定律的Navier-Stokes(N-S)方程不足以描述高超声速飞行器从连续流到稀薄流的多尺度非平衡现象。非线性耦合本构关系(nonlinear coupled constitutive relations,NCCR)作为一种全新的本构方程体系,在严格满足热力学熵条件的基础上,巧妙地构建了应力与热流的非线性表达形式。然而,NCCR方程的强非线性耦合特性是求解过程的一大难题。为了克服这一技术瓶颈,提出了混合迭代算法,为实现NCCR方程的高效稳定求解提供了坚实的理论基础。在该理论研究的基础上,考虑到原始NCCR方程对热通量演化方程的简化处理,降低了方程的计算精度,提出了改进的NCCR+方程。该方程在强激波压缩区域和膨胀区域表现出比传统NCCR方程更高的计算精度与更强的非平衡流动模拟能力。同时,为了解决临近空间高超声速空气动力学的多尺度与多物理效应耦合难题,提出了NCCR与转动非平衡的耦合计算模型,拓展了NCCR方程在双原子气体中的模拟能力。为了揭示稀薄气体效应与真实气体效应的耦合作用机理,进一步建立了NCCR与热化学反应的耦合计算方法。大量研究结果表明,考虑多物理效应的NCCR方程在低Kn下能够恢复到与N-S方程一致的解。随着Kn的增加,流场的非平衡程度逐渐增强,其结果与N-S方程差异显著,而与DSMC方法计算结果和实验数据具有更好的一致性。

连续流区非线性本构模型及求解算法研究与实验验证

结合数值模拟和风洞试验技术,在高超声速连续流条件下对非线性耦合本构关系(NCCR)模型和由量纲分析推导得到的简化广义动力学(SGH)模型开展研究。基于小型高超声速风洞试验系统,在不同来流条件下对类HB2(hypervelocity ballistic model 2)标模和钝锥模型的气动力和物面压力进行了风洞试验测量。同时在三维有限体积框架下,分别采用分裂算法和耦合算法的NCCR模型、SGH模型对试验工况下的标模开展数值计算。结果表明:NCCR模型和SGH模型得到的气动力系数和物面压力均与Navier-Stokes(NS)方程解一致,并与风洞试验数据吻合较好;采用分裂算法的NCCR模型在类HB2头部膨胀拐角处预测的摩阻/热流系数明显低于NS方程解,而采用耦合算法的NCCR模型解与NS方程基本一致。计算结果和实验数据对比表明,NCCR模型和SGH模型在高超声速连续流中的准确性得到充分验证,此外,NCCR模型的分裂算法在三维高速流动中的适用性需进一步完善。

基于非线性耦合本构关系的改进边界条件

非线性耦合本构关系(NCCR)模型是在Eu的广义流体动力学方程(GHE)基础上,通过绝热假设、Eu封闭和Myong简化推导出的关于非守恒量(黏性应力与热流)的非线性代数方程,有效拓展了线性的纳维-斯托克斯-傅里叶(NSF)本构模型在非平衡流动中的模拟能力,为快速准确模拟连续与稀薄耦合流动问题提供了强有力的理论工具。针对该模型开展滑移边界条件研究,结合努森层内物理量非线性分布的特点,提出一套在物面处与模型精度相一致的非线性修正滑移边界条件。在有限体积框架下,采用AUSMPW+格式和LU-SGS方法以及NCCR的完整耦合求解算法,对不同稀薄程度的高超声速单原子氩气圆柱绕流和平板绕流问题进行数值模拟。研究结果表明,基于NCCR模型的修正边界条件准确刻画出物面努森层内流动的非线性特点,有效提高了固壁滑移边界的精度。采用非线性修正边界的NCCR模型准确预测了连续流、滑移流和过渡流域的物面压力、摩阻与热流系数。

非线性耦合本构在高空侧向喷流中的数值研究

随着高度攀升,气动舵面对飞行器的控制效率急剧下降,此时侧向喷流作为最常用的反作用控制系统(RCS)在飞行器机动过程中发挥着不可或缺的作用。Navier-Stokes(NS)方程虽在低空连续流问题的求解中表现尚可,但在滑移流(0.01<Kn<0.1)乃至过渡流域(0.1<Kn<10)中常常由于连续性假设失效而存在局限性。为了准确捕捉稀薄过渡流中侧向喷流与来流大气的干扰流动特征,运用非线性耦合本构关系(NCCR)模型对不同来流高度下几个典型的侧向喷流问题进行模拟计算,并与NS方程和蒙特卡洛直接模拟(DSMC)方法预测的结果进行对比,以此检验NCCR模型在高空复杂流动情况下的准确性和适用性。研究结果表明:NCCR模型与NS方程在连续流域的模拟结果具有较高的一致性,而在滑移过渡流域NCCR模型更能准确反映喷口前后的分离区大小以及表面流动特征,并且对于引入侧向喷流后造成的激波-激波干扰这一类复杂流动机理的描述,NCCR模型预测结果较NS方程更为贴近DSMC结果。