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。

基于直接模拟蒙特卡洛方法的真空羽流不确定量化研究

真实流动环境下的真空羽流必然存在着各种不确定性,那么确定性输入条件的数值模拟必然会存在偏差,因此需进一步研究不确定性对羽流流动特征的影响规律。本文采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法,对不确定性输入的羽流流场进行模拟;采用稀疏的概率配置点方法对来流、壁面及模型参数等输入不确定量进行描述,对不确定性的传播和输出目标的平均值、方差及不确定度进行计算。研究表明,流场不确定性沿流线传播至流速最大处之后迅速增强,并在声速线前出现骤减的现象;传播至声速线之后,挡板壁面输入不确定性的影响凸显。其中最为显著的是,压力不确定度在挡板驻点位置达到全场最大值,约为输入不确定量(3.54%)的2.1倍。此外,温度跳跃不确定度受到壁面温度不确定性输入的限制而近似保持为一个恒定值,约为输入不确定度的0.8倍。进而,壁面热流不确定度(5.54%)比壁面正应力不确定度(6.25%)略小,切应力不确定度最小(5.07%)。Sobol’全局敏度分析表明,喉道速度和喉道压力的输入不确定性对气动力/热不确定度的贡献是最大的,且远远超过了壁面温度和模拟分子直径不确定性输入的贡献。

微管道气体流动的蒙特卡洛直接模拟

采用蒙特卡洛直接模拟 (DSMC)方法 ,数值模拟了微管道中压力驱动的气体流动 ,结果表明固壁边界存在速度滑移 ,稀薄气体效应明显 ;整个流场温度变化很小 ,流动马赫数很小 ,密度、压力流向变化非常大而横向几乎不变 ;可压缩性导致压力随流向的非线性分布 。

基于DSMC方法的超低轨道卫星阻力特性分析

为向工程中卫星结构设计提供载荷依据,基于直接模拟蒙特卡洛仿真方法,采用Maxwell漫反射和镜面反射联合模型,对一典型超低轨道卫星的阻力特性进行研究.分析了结构网格密度、卫星头锥、星体长细比等参数对阻力特性的影响,并通过算例与文献结果对比以验证方法的准确性.结果表明,卫星阻力主要由迎风面投影面的压差阻力和卫星侧面的切向摩擦阻力组成.针对268 km典型超低轨道卫星模型,相同迎风面投影面积下,较尖的头锥结构能略微降低平飞阻力.卫星星体的长细比每增加1,阻力提升约5%~8%.全动尾翼通过改变攻角可以获得升力,升阻比为0.10~0.34.

特征参数对DSMC方法模拟声场中颗粒碰撞的影响

直接从颗粒受力和运动出发,基于直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法建立颗粒碰撞模型,模拟声场中颗粒的碰撞过程,通过改变模拟条件,探讨DSMC方法中的特征参数(取样颗粒的数目权重、网格数目、时间步长)对颗粒碰撞率和计算时间的影响.结果表明:频率越大,颗粒容积份额变化越迅速,颗粒空间分布越不均匀;数目权重的增加对颗粒碰撞率影响较小,而对计算时间的影响显著,使其迅速减少;网格数目增加,碰撞率降低,计算时间则先迅速降低,随后在低频时基本不变,高频时略有上升.研究还发现:随着碰撞时间步长的增加,低频声场中碰撞率单调增加,高频声场中碰撞率先增加而后出现波动;碰撞时间步长的增加将引起计算时间减少,减少量在碰撞步长较小时最为明显.

三维非结构网格DSMC方法的实现及其应用

研究了三维非结构网格DSMC方法实现的过程。将Bird位置元方案中的子网格思想引入到非结构网格上来,只存储子网格的总体标识号,利用较少的计算网格提高了分子的分辨率与计算精度。提出了将体积元坐标搜索算法与交替数字二叉树搜索算法(ADT)相结合的方法来跟踪模拟分子在网格之间的迁移,使用ADT方法判别分子与物面是否作用,避免了分子表面反射的非确定论判据。利用Fortran 90的动态分配内存技术编制了通用计算程序。最后对高超声速过渡流域航天飞机头部外形绕流进行了数值模拟,数值结果初步验证了算法的可行性。

TPMC和DSMC方法在真空技术领域的应用

随着计算机技术的发展 ,蒙特卡罗方法 (MC)成为研究稀薄气体流动问题的重要方法。本文着重介绍了试验粒子蒙特卡罗方法 (TPMC)和直接模拟蒙特卡罗方法 (DSMC)。通过一些实际的算例 (异形管路传输几率计算、涡轮分子泵模拟优化设计 )

两种用于NS-DSMC耦合方法的连续失效参数对比

NS-DSMC(Navier Stokes-Direct Simulation Monte Carlo)耦合方法是计算连续-稀薄跨流域流动的主要方法,应用过程中如何确定连续流域和稀薄流域的界面是此方法的关键问题之一,界面位置通常通过连续失效参数来判定.为合理选择连续失效参数,对目前广泛使用的两种连续失效参数KnQ和B参数进行了理论上的分析和比较,表明虽然他们建立的出发点不同,但在数学形式上具有一定相似性.通过圆柱绕流问题的数值试验进一步验证了两种连续失效参数具有一定对应关系.KnQ和B两种连续失效参数在NS-DSMC耦合方法中应用效果相差不大,但KnQ的阈值0.05适用范围较广,而B参数的阈值对不同流动问题会有变化.

基于VHS分子模型的DSMC方法研究分子蒸馏气相微观特性

为了研究分子蒸馏器内气体的微观特性,基于变径硬球分子模型,采用了直接模拟蒙特卡洛方法,考虑了分子转动能和平动能,建立了描述分子蒸馏气相传递过程的一维和二维模型,计算了不同蒸发温度下的蒸发效率,并将模拟计算值与实验数据对比,验证了模型的合理性.通过模拟分子的运动和碰撞过程,分析了蒸发温度、冷凝温度和蒸发面与冷凝面的间距等参数对气相空间的碰撞频率和分子平均自由程分布的影响.结果表明:碰撞频率和平均自由程分布的变化始终呈相反趋势;在蒸发面附近,碰撞频率和分子平均自由程分别处于各自最大值和最小值;从蒸发面到冷凝面的气相空间,碰撞频率逐渐减小,分子平均自由程逐渐增大;靠近冷凝面时,碰撞频率和分子平均自由程分别达到各自最小值和最大值;随着蒸发温度或冷凝温度的升高,气相空间同一位置处的碰撞频率增大而平均自由程减小;随着蒸发面与冷凝面的间距增加,碰撞频率在同一位置处有所增大,但在冷凝面附近更小;间距增加,同一位置处的分子平均自由程减小,但是冷凝面附近,间距越大时平均自由程也越大.

动态网格的DSMC方法在GPU上的并行

直接模拟蒙特卡罗方法(direct simulation Monte Carlo,DSMC)是稀薄气体动力学领域的重要工具。然而,DSMC方法有两个比较主要的缺点:一是复杂的网格处理;另一个是庞大的计算量。使用动态网格的DSMC方法可以根据流场信息,动态生成自适应的碰撞网格,能有效解决前一个缺点;针对后一个缺点,使用统一计算架构(compute unified device architecture,CUDA)编写并行程序,将基于动态网格的DSMC方法移植到图形处理器(graphic processing unit,GPU)上以减少计算时间。在并行实现中,GPU负责绝大部分的计算,而CPU只负责初始化、结果输出等少量工作。使用一个二维超音速横掠平板问题作为算例,验证了并行程序的正确性。对于不同规模的算例,在NVIDIA Fermi C2050之上均获得了10倍以上的加速比;对于相同算例,NVIDIA最新发布的Kepler K20上的速度约为FermiC2050上的1.3～1.6倍。

喷嘴角度对水银扩散泵抽气性能影响的DSMC模拟研究

扩散泵由于其大抽速、连续稳态工作的优点,有望应用于未来聚变堆的偏滤器抽气系统中,以降低目前托卡马克装置中广泛采用的捕集式低温泵所带来的高氚存储量问题。由于氚相容性的限制,目前的商业油扩散泵无法直接应用于聚变堆中,水银将是理想的扩散泵工作介质。为了支持未来聚变堆偏滤器抽气系统的水银扩散泵设计,需要针对水银扩散泵开展设计优化研究。本文采用直接模拟蒙特卡洛方法,基于KT-150扩散泵结构,研究了喷嘴角度对水银扩散泵的抽气速度及水银返流率的影响。结果表明喷嘴角度为45°时能够达到最佳的抽气速度1.53m^3/s,同时返流率没有显著提升。

求解颗粒凝并与反弹的DSMC方法及应用

针对直接模拟蒙特卡洛(direct simulation Monte Carlo,DSMC)方法应用于气固两相流建模与模拟时,对颗粒碰撞后果的处理存在的不足,发展一种考虑颗粒凝并与反弹共存的DSMC方法,将其应用于声凝并数值模拟研究,并将数值模拟与实验结果进行对比分析,以验证模型的可靠性。结果表明:对颗粒碰撞后果全部处理为凝并时,数值模拟得到的声凝并后的颗粒粒径分布与实验结果差异显著,而当考虑颗粒碰撞后凝并与反弹共存时,则能够预测出与实验结果吻合良好的声凝并效果。

大型航天器再入陨落时太阳翼气动力/热模拟分析

采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内能激发和化学反应来准确模拟气动加热,并基于MPI环境的并行算法解决计算量庞大的难题。通过计算分析太阳翼水平和垂直放置时在不同高度、不同攻角下的复杂流动特征,表明在90 km以上高空,太阳翼垂直放置时,飞行器头部脱体激波与帆板脱体激波会产生更强烈、更复杂的激波/激波和激波/边界层的干扰,在气动力和气动热的双重作用下要比水平放置时的太阳翼更快地被撕裂并脱离目标航天器。

气体化学反应流动的DSMC/EPSM混合算法研究

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二维高超音速竖板绕流流场进行模拟 ,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。

高超音速竖板绕流DSMC/EPSM混合算法研究

将平衡粒子模拟方法(EPSM)与蒙特卡罗直接模拟(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10时高超音速竖板绕流,并与DSMC结果进行比较,证明了DSMC/EPSM混合算法的有效性.

高超声速气流非结构化网格DSMC算法研究

高超声速气动热力学环境的研究是直接涉及飞行器轨道控制、热防护设计的关键问题之一。文章通过研究稀薄气体热化学非平衡态中的热力学环境,采用非结构化DSMC程序对"火星探路者号("Mars Pathfinder)探测器的Ballute减速装置在地球大气层和火星大气层中的高超声速飞行进行了数值模拟,计算得到了流场的温度分布、探测器壁面的热流密度分布,分析表明稀薄气体热化学非平衡态对飞行器流场有影响。将仿真结果与NASA兰利研究中心的计算结果作了比较,二者吻合很好。研究结果可用于飞行器热防护设计。

真实气体效应对MSL火星进入气动特性的影响研究

探测器超高速进入火星过程的高温真实气体效应对飞行稳定性和防热系统影响极大,需要在初步设计阶段对探测器的气动力热特性进行精确预测。文章构建了采用流场直角与表面非结构混合网格以及网格自适应的直接模拟蒙特卡洛方法,模拟稀薄环境高温真实气体效应的依赖于温度的多原子分子振动激发和8组份54化学反应模型。通过计算"火星探路者"外形气动力系数随攻角的变化,并与文献提供的计算结果对比,有较好的一致性,验证了该文算法的可靠性。文章模拟了"火星科学实验室"在火星大气环境70km高度、进入速度为5.85km/s下的高温真实气体效应对气动力、气动热和流场特征的影响。通过与完全气体计算结果对比,表明高温真实气体效应影响下的激波脱体距离减小,表面热流降低,轴向力系数增加、配平攻角减小、压心位置随攻角变化显著。

DSMC量子动理学化学反应模型的数值模拟

为评估直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法中新近发展的一种量子动理学(QK)化学反应模型,在自研高超声速稀薄气体流动数值模拟软件RariHV中实现该模型,并进行了单个绝热单元内的热泳平衡/非平衡反应测试。结果表明,数值解与理论解吻合良好,QK模型具有很好的预测化学反应流动的能力。为进一步验证QK模型在真实流动中的表现,还计算了高超声速绕圆柱的化学反应流动,QK模型计算的驻点线上温度和组分分布都与总碰撞能(TCE)模型结果吻合良好。相较于TCE模型,QK模型的优势是不再依赖反应速率系数的实验数据,在深空探测等化学反应数据缺乏的领域具有一定的应用前景。

吸气式太阳能热推进系统进气道特性分析

吸气式冲压推进技术是吸气式太阳能热推进技术的基础。如何设计一种性能理想的进气道是吸气式太阳能热推进技术研究的重点。应用稀薄气体动力学仿真常用的直接数值模拟蒙特卡洛算法对两种常见的进气道结构进行仿真分析,得到两种进气道工况下气体的温度、密度、流量系数和速度等参数的分布,并进行对比。通过比较,选择一种性能较好的构型作为吸气式太阳能热推进系统的进气道,从而为后续系统的设计、计算、分析和优化打下了基础。

地外天体起飞过程真空羽流导流力热效应研究

为研究地外天体起飞真空羽流对探测器分离产生的力热扰动,使用计算流体力学-直接模拟蒙特卡洛(CFD-DSMC)耦合计算模型对锥面导流的真空羽流场进行了计算。采用组分输运模型计算三维连续流场,并获取当地的克努森数作为判断连续流和离散流的依据。使用基于分子动力学的直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC)计算离散流场,采用可变软球(VSS)碰撞模型和Larsen and Borgnakke传能模型计算离散流分子间的能量传递,将计算结果与试验进行了对比,验证了计算方法的可靠性。研究结果表明,A器受到的侧向干扰力矩为62N·m,底部受到的最大压力为100Pa,最大热流密度为100k W/m2;B器受到的侧向干扰力矩为558 N·m,表面最大压力为8k Pa,最大热流密度为600k W/m2,喷口与导流装置顶面距离为400mm时,激波已移出喷管内部。