返回舱高雷诺数再入过程底部流动稳定性

返回舱高雷诺数再入过程中存在肩部高热流、底部阻力无法准确预测以及非定常振动等问题,解决此类问题的关键是分离和转捩等物理现象的准确识别.本文采用大涡模拟方法细致刻画了返回舱类钝体外形在高雷诺数再入过程中的分离和转捩等物理现象,获得了返回舱底部流动形态以及稳定性特征.从肩部剪切失稳、底部流动结构失稳、尾迹发展区以及远尾迹区的耦合失稳等多个角度分析了返回舱外形的底部流动失稳机制.研究发现,返回舱类外形底部流动稳定性主要存在两类失稳模式即肩部剪切失稳模式以及底部流动结构失稳模式,二种模式存在耦合效应,同时在远尾迹湍流区域存在类卡门涡街的振荡行为.这些认识为理解返回舱外部扰动因素对底部流动的作用机理及返回舱稳定性控制提供了基础理论支撑.

超音速底部流动的大涡模拟研究

超音速底部流动是CFD的难点问题之一。采用基于可压缩流动的大涡模拟方法求解N-S方程,对超音速底部流动进行了模拟研究,分析了其流动结构。计算结果表明:得到的速度型、底面压力分布与实验值吻合,优于雷诺平均方法的结果。

高温真实气体底部流动的NS方程数值计算

本文数值模拟了高超音速飞行时钝锥的底部流动。采用轴对称NS方程并考虑真实气体效应。湍流模型采用修正的Baldwin-Lomax涡粘性代数模型,数值方法空间离散对流项采用显式NND格式,粘性项采用中心差。时间离散采用三阶的龙格-库塔法。真实气体模型采用考虑七种组分四种反应的汉森模型。给出了底部流场的压力和温度分布及各组分的浓度分布。可以看出在近底部区域高速流一绕过拐角就产生一回流旋涡区。由于温度变化很大,气体的热力学特性受气体离解、复合和振动能激发的影响。所以整个流动过程变得十分复杂。

底部流动脉动压强特性研究

利用脉动压力测量技术，研究细长旋成体底部流动非定常特性，实验M数0．6～3．5。实验中对不同后体构型（圆柱后体和圆锥后体）模型进行测量，通过对测得的功率谱密度曲线、脉动压强均方根值以及相关函数等结果的分析比较，探讨底部流动非定常特性的某些规律以及模型外形等因素的影响。

弹翼对旋成体底部流动的影响

本文利用压强测量及纹影观测技术研究弹翼对旋成体底部流动及底阻的影响，研究对象包括有无收缩船尾的两种后体，井同时测量了模型的底面和侧面压强分布，通过实验观测结果和理论分析，得到较细致的弹翼干扰结果，有助于进一步认识底部流动特性及上游干扰，对飞行器设计有实用意义。

转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响

为研究转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响,文章选取了二维与三维高超声速双斜面进气道模型与大钝头着陆器模型,并使用γ-Re_θ转捩模型开展数值模拟研究.研究表明,对于二维进气道模型,随着前缘钝度的增加,激波边界层干扰位置前移,分离区变大,与层流流动情况相比,有转捩流动发生时,激波边界层干扰位置后移,同时分离流动强度变弱,分离区缩小;对于三维进气道模型,其拐角附近的分离流动呈现明显的三维特征,转捩流动也存在三维流动结构,与静风洞状态相比,噪音风洞状态下,有转捩流动发生,对壁面热流影响较大,对激波系影响很小.对于着陆器模型,底部流动发生转捩,使得底部流动由不稳定非定常的流动结构变为稳定定常的流动结构,这有益于姿态控制设计.

DDES延迟函数在超声速底部流动中的性能分析

DDES是广泛应用的一类RANS/LES混合方法,其通过引入延迟函数保证近壁区的RANS模化,对分离流动十分有效。目前DDES已发展了多种不同的延迟函数,但对各延迟函数的性能特点认识尚不够充分,尤其缺乏超声速流动中的相关研究。围绕DDES方法中不同延迟函数开展研究工作,选取超声速底部流动作为测试算例,通过与实验数据的系统对比分析,考察不同延迟函数在超声速分离流动中的分布规律、作用效果及模型求解能力。研究表明,不同延迟函数作用范围与求解能力存在差异,其中DDES-F1能够在起到保护作用的同时不损害模型的求解精度,对该流动较为有效,所得结果与实验数据吻合较好。

再入式飞行器不同绕流状态的底部流动特征

再入式飞行器在不同雷诺数条件下会出现层流、转捩以及湍流流动状态,采用大涡模拟方法细致地刻画了类神舟返回舱外形不同绕流状态下的底部流动形态以及稳定性特征,从肩部剪切失稳、底部分离失稳、尾迹发展区以及远尾迹区的耦合失稳等多个角度分析了其底部流动特征的异同。结果表明:不同绕流状态下类神舟返回舱外形的底部流动特征存在明显差异。在低雷诺数条件下类神舟返回舱外形绕流基本为层流状态,其肩部剪切层失稳较晚,底部分离区较大,尾迹区域类卡门涡街的振荡幅值较小;在高雷诺数条件下类神舟返回舱外形绕流存在转捩和湍流行为,其肩部剪切层失稳迅速,底部分离区较小,尾迹区域类卡门涡街的振荡幅值较大;低和高雷诺数条件对肩部剪切失稳模式存在明显影响,对底部流动结构失稳模式影响较小。

科尔沁沙地流动沙丘优势物种的点格局分析

植被恢复与重建在保护水土资源、防止生态退化和荒漠化扩大等方面发挥着重要作用,成为防治荒漠化的主要措施和方法。一定尺度内优势物种的格局反映了植被恢复的过程。通过在科尔沁沙地流动沙丘迎风坡底部建立了20 m×20 m样方,调查了流动沙丘3种优势物种的位置和高度信息,采用点格局分析的方法,对优势物种格局、过程与尺度的关系进行分析。经研究发现:沙蓬在该样方内,r<5 cm尺度上均匀分布,5 cm<r<50 cm尺度上表现为均匀分布与聚集分布交替出现的格局;狗尾草和差巴嘎蒿在0<r<50 cm尺度上表现为随机分布,但狗尾草在r=10 cm尺度上聚集分布和r=18 cm尺度上均匀分布。在r<5 cm尺度内,沙蓬和狗尾草表现为负相关,随着尺度的增大,出现正相关,但整体尺度以正相关为主且随着尺度增加相关性减弱。同质性条件下种子扩散模型不能解释沙蓬与狗尾草的空间格局,由于流动沙丘异质性较强,推测环境异质性是导致优势物种格局的主要原因。

汽车底部外形对气动特性的影响

以降低车身阻力和提高汽车的行驶稳定性为目的,对车身底部的流动特性进行数值模拟,以使通过车身底部的流动最佳化。以某轿车的1∶5模型为研究对象,对汽车底部外形进行各种改型设计,研究汽车底部凸凹外形对汽车空气动力特性的影响,并对产生这些影响的原因进行了分析。模拟计算结果表明:汽车底部外形越复杂,气动阻力系数和气动升力系数越大;对气动阻力系数影响最大的是车轮,对气动升力影响最大的是轮腔。计算和分析的结论可为汽车底部外形设计和改型提供参考,也为获得复杂车身底部流动最佳化外形打下了基础。

钝头体高超声速绕流底部失稳特征数值模拟

利用数值模拟方法对高超声速钝锥及Apollo返回舱底部尾迹流场进行了研究，分析尾迹流动的失稳过程．对钝锥模型，在M∞=6，Re=1．71×10^8（Re以球头半径为参考长度）条件下观察到了底部流动的不稳定性．不添加任何扰动，数值模拟首先得到的流动是稳定解，在底部发展出一个主分离区和一个二次分离区，流动是轴对称状态．继续进行计算，发现二次分离线率先变形，底部流场发展出非定常周期流动．对Apollo返回舱模型，在相同条件下（Re以前面圆弧半径为参考长度），数值模拟首先得到的流动同样是稳定解，出现以二次分离线率先变形为起始的结构失稳，演化出周期性过程，但持续时间较短，很快出现了非周期非对称状态．研究表明，高超声速钝锥及Apollo返回舱底部流场均存在不稳定性问题，Apollo返回舱的底部流场更加不稳定．

倒装芯片制造过程中非流动型底部填充剂的工艺参数

贴片前涂敷非流动型底部填充剂，既消除了免清洗焊剂残留物所带来的可靠性问题，又减少甚至根除了密封剂的固化时间，提高了生产效率。当然，为实现其优质工艺，必须对底充胶涂敷、贴片以及组件再流焊等因素予以认真考虑。

底部结构对飞行器阻力特性的影响

为优化底部形状减小底部阻力,研究底部流场结构对超声速飞行器的阻力特性影响,采用计算流体动力学方法,建立了雷诺平均NS方程数值求解方法。通过与实验数据比较,验证了方法的可靠性,对含圆柱尾部、船尾的典型飞行器在不同马赫数和攻角下进行数值仿真。仿真结果表明:船尾设计具有减阻效果,且升阻比优于圆柱尾部。攻角变化对底部流场结构影响显著。飞行器的升力系数、阻力系数、升阻比及俯仰力矩系数,随攻角增加而增大。随马赫数增加,飞行器头部压力升高,底部压力降低,导致总阻力、底部阻力增大,然而,由于动压增大,使得相应的总阻力系数及底阻系数随之减小。计算分析为飞行器底部设计和优化提供了参考。

有排气的超音速弹丸底部流场数值模拟

本文对有气体排放的超音速弹丸底部流场进行了数值模拟.(?)口位于底部中心,排放气流是同质亚音速的.本文在分析底部流场的同时,还给出了无量纲排放参数和排放气体温度对底部压力影响的定性结果.

LRR雷诺应力模型在圆柱体底部流场计算中的应用

采用三维RANS方程结合LRR雷诺应力模型对圆柱体底部流动特性进行了模拟,研究了来流马赫数为2. 46条件下无喷流和有喷流两种情况的底部流场,分析了底部压力分布、轴向流动速度分布、流场结构等。结果表明,在无喷流和小喷流条件下,LRR雷诺应力模型预测能较好预测再附点位置和底部压力等参数。所得结果与已有的实验和计算结果非常接近,表明LRR雷诺应力模型能够较好地模拟圆柱体底部流动。

高速风洞尾支杆对模型底部流场干扰影响研究

在风洞试验中,支撑干扰是一个长期存在的问题,国内外针对亚声速和跨声速风洞支撑干扰问题开展了大量研究,但是在超声速风洞支撑干扰方面研究较少。文章以高速升力体标模为研究对象,通过采用CFD数值模拟方法对有无尾支杆模型进行气动特性研究。结果表明,尾支杆的存在改变了模型底部流动,使得模型底阻系数减小,在攻角0°时尾支杆干扰影响量最大,随着攻角绝对值的增加,干扰影响量逐渐减小。

基于SA湍流模型的DES方法应用

使用基于SA(Spalart-Allmaras)湍流模型的分离涡模拟(DES,Detached-Eddy Simulation)方法,对圆柱绕流和超声速圆柱底部流动等高雷诺数大分离流动进行了数值模拟.无粘通量的计算采用二阶迎风格式,时间推进使用二阶隐式双时间步法.计算表明相对于雷诺平均N-S方程(RANS,Reynolds-Averaged Navier-Stokes)模拟,时空均为二阶精度的DES模拟能够分辨更为精细的分离区三维旋涡结构,对分离区主要湍流结构的捕捉和平均压力分布的预测取得了满意的结果.

超声速条件下多体干扰与分离试验研究

采用根据国外公开文献设计的类CAV模型,在0.6m×0.6m跨/超声速风洞中开展了多体干扰与分离网格测力试验研究,初步获得了典型多体飞行器分离过程中的气动特性变化规律。试验结果表明,载荷模型气动特性受分离位置变化影响非常明显。载荷模型沿轴向分离时,气动力(矩)逐步接近自由流中气动力(矩)值,载荷模型法向位置改变会引发其气动力(矩)值发生更为剧烈的变化。引发这种现象的原因有两个:一是尾迹和头激波的发展改变了不同轴向位置处载荷模型的表面流态,从而影响了其气动特性;二是母机模型底部流动具有明显的非对称膨胀特征,不同法向位置处流速大小和方向差异明显,导致载荷模型气动特性随法向位置变化更为剧烈。

烧蚀对再入体绕流电子数密度影响的数值研究

从化学非平衡NS方程或其简化形式(粘性激波层方程、PNS方程)出发,采用分区求解的方法数值模拟含泰氟隆烧蚀产物的高超声速再入体流场。首先计算分析了RAM-C飞行试验状态和一个考核算例,对计算方法和程序作了初步验证。其次耦合烧蚀壁面边界条件和流体控制方程,采用19组分28个反应的化学反应模型,对有、无烧蚀情况下高超声速钝锥体再入绕流及底部流场进行了数值模拟,深入分析了烧蚀产物对再入流场电子数密度及温度分布的影响。

倒装芯片封装技术概论

高密度电子封装正朝着小型化、高I/O密度、更好的散热性和高的可靠性方向发展,传统引线键合技术已经无法满足要求。先进的倒装芯片封装技术由于具有较高的单位面积内I/O数量、短的信号路径、高的散热性、良好的电学和热力学性能,在电子封装中被广泛关注。底部填充胶被填充在芯片与基板之间的间隙,来降低芯片与基板热膨胀系数不匹配产生的应力,提高封装的稳定性。然而,流动底部填充胶依赖于胶的毛细作用进行填充,存在很多缺点。为了克服这些缺点,出现了非流动底部填充胶,以改善倒装芯片底部填充工艺。文章回顾了倒装芯片封装技术的发展,阐述了流动和非流动底部填充胶的施胶方式和性质。