高超声速稀薄流中横向喷流干扰特性实验研究

喷流干扰是高超声速飞行高精度控制的一种有效手段,研究者们以往大部分都主要集中于连续流条件下喷流干扰效应的机理研究,并给出了喷流干扰流场的典型结构,而稀薄流条件下喷流干扰特性的实验数据还十分匮乏.本文利用JFX爆轰激波风洞产生高超声速稀薄自由流,基于平板模型开展不同喷流压力和自由来流参数对横向喷流干扰特性影响的实验研究,采用高速纹影成像及图像处理技术,获得稀薄流条件下喷流干扰流场演化过程及流场结构的变化规律.相比于无喷流条件形成的流场,横向喷流与稀薄自由流相互作用形成的流场结构更为复杂,喷流压力由于受到稀薄来流的扰动,斜激波会短暂穿透喷流干扰流场并延伸至楔形体上部.喷流干扰流场内桶状激波的影响范围随着喷流压力的升高而逐渐变宽,位于三波点上游的斜激波空间位置不会随喷流压力的变化而改变,而位于三波点下游的弓形激波则向上游移动,当喷流压力过低时,桶状激波不会与其他两种激波交汇形成三波点.高超声速稀薄来流压力的降低同样会使桶状激波的影响范围变宽,弓形激波同样也会向上游移动,但基本不会对斜激波空间位置产生任何影响.

稀薄流到连续流的气体运动论统一数值算法初步研究

从非线性模型Boltzmann方程出发 ,引入简化速度分布函数、使用离散速度坐标法对速度空间进行离散、降维 ,去掉分布函数对速度分量的连续依赖性 ;采用时间分裂法 ,将简化速度分布函数松弛变化方程分解为源项碰撞变化方程、对流运动方程 ,进行耦合计算 ,应用NND耗散差分方法直接模拟气体分子速度分布函数 ;发展离散速度数值积分法 ,通过宏观取矩获取物理空间各点的流动参数 ,从而建立一套能有效模拟各流域气动问题的简化的气体运动论统一数值算法。为了证实该数值方法在求解稀薄流到连续流气体动力学问题方面的可靠性 。

稀薄流到连续流的气体运动论模型方程算法研究

通过引入碰撞松弛参数和当地平衡态分布函数对ＢＧＫ模型方程进行修正，确定含流态控制参数可描述不同流域气体流动特性的气体分子速度分布函数的简化控制方程．发展和应用离散速度坐标法于气体分子速度空间，利用一套在物理空间和时间上连续而速度空间离散的分布函数来代替原分布函数对速度空间的连续依赖性．基于非定常时间分裂数值计算方法和无波动、无自由参数的ＮＮＤ耗散差分格式，建立直接求解气体分子速度分布函数的气体运动论有限差分数值方法．推广应用改进的 Ｇａｕｓｓ－Ｈｅｒｍｉｔｅ无穷积分法和华罗庚－王元提出的以单和逼近重积分的黄金分割数论积分方法等，对离散速度空间进行宏观取矩获取物理空间各点的气体流动参数，由此发展一套从稀薄流到连续流各流域统一的气体运动论数值算法．通过对不同Ｋｎｕｄｓｅｎ数下一维激波管问题、二维圆柱绕流和三维球体绕流的初步数值实验表明文中发展的数值算法是可行的．

稀薄流到连续流的气体运动论统一算法研究

通过引入碰撞松弛参数和当地平衡态分布函数对BGK模型方程进行修正,确定含流态控制参数的各流域均适用的气体分子速度分布函数简化控制方程。发展和应用离散速度坐标法于气体分子速度空间,利用一套在物理空间和时间上连续而在速度空间离散的分布函数来代替原分布函数对速度空间的连续依赖性。基于非定常时间分裂数值计算方法和无波动、无自由参数的NND耗散格式,建立直接求解气体分子速度分布函数的气体运动论有限差分数值方法。发展可用于速度空间宏观取矩的离散速度数值积分方法,获取物理空间各点的流动参数,由此发展一套能有效模拟各流域三维绕流问题的气体运动论统一算法。研究气体运动论数值算法所适合的并行方案,基于统一算法的HPF并行实现,建立一套能有效模拟不同流域复杂外形体绕流的HPF并行算法软件。通过对不同Knudsen数的一维、二维、三维气体绕流问题进行数值计算表明,计算结果与有关实验数据及其它途径得到的研究结果吻合较好,证实了本文发展的统一算法在求解稀薄流到连续流不同流域复杂绕流问题方面的可行性。

稀薄流高超声速飞行器气动加热耦合计算

针对稀薄流域高超声速飞行器的气动加热问题,开展耦合数值计算研究。通过引入牛顿冷却定律,将直接模拟蒙特卡洛数值模拟方法与结构传热计算方法相结合,设计一种可对全机外形进行气动热和结构传热计算的高效松耦合方法,实现飞行器防热层结构材料温度分布特性的数值模拟。在以钝锥外形为例对直接模拟蒙特卡洛数值模拟程序进行验证的基础上,采用该方法对X37B轨道飞行器外形长时加热与结构传热过程进行数值模拟,给出结构温度及热流密度随飞行时间的变化规律。研究结果表明,设计的耦合计算方法能够模拟稀薄流域高超声速飞行器的气动加热及结构传热耦合过程,可为该类飞行器的气动热分析及热防护设计提供技术支持。

稀薄流非线性模型方程离散速度坐标法有限差分解

从一般非线性Bo ltzm ann方程出发,发展并实现了一套适于大范围K nudsen数稀薄流问题数值模拟的统一算法。采用BGK模型和Shakov模型近似碰撞项,进而引入两个二速度无量纲简化分布函数,通过关于分子速度第三分量取矩积分,将三速度单一模型方程变换为二速度微分方程组。基于G auss-H erm ite积分公式和正交多项式G auss积分公式,借助离散速度坐标法消除简化模型方程对分子速度空间的连续依赖性,从相空间到物理空间得到一组带源项双曲守恒离散方程,并给出其显式和隐式二阶迎风TVD有限差分解。以二维圆柱A r气体超声速绕流算例,验证了数值算法的有效性,比较分析了漫反射和镜面反射两种气体分子壁面反射模型的计算结果。

高超声速稀薄流球面气动热工程计算公式的建立

为了建立球面高超声速稀薄流气动热的工程算法,采用直接模拟蒙特卡罗法(DSMC)进行多种工况下的计算,对3种计算驻点气动热的工程算法进行考察,选取具有较高精度的实验数据相关法公式作为驻点热流计算依据,得到球面关于驻点的归一化热流值,分析来流及几何参数变化对归一化热流分布的影响,最后得到球面热流的工程计算公式。该公式克服了桥函数法在球面后半部分计算结果严重偏离DSMC方法预测结果的问题,具有较高的精度。

稀薄流航天器鼻锥迎风凹腔气动力和气动热性能研究

为探究稀薄流流域迎风凹腔的气动防热特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对稀薄流流域中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布情况,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响。以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明,稀薄流流域中迎风凹腔能够使鼻锥外壁面的热流密度下降7%左右;当凹腔深宽比达到1之后,凹腔侧壁面热流变化趋于一致,热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变,且凹腔底部热流很小,仅为L/D=0.5算例的28.66%;凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流,凹腔内气体压力不断振荡;唇口钝化没有明显优势,虽然可以降低鼻锥峰值热流,但是会带来严重的气动力性能下降。

高超声速稀薄流尖前缘平板气动性能分析

采用DSMC方法对尖前缘平板在高超声速稀薄流中的气动性能进行分析。选取前缘楔角角度为10°~90°的前缘无限尖化平板以及固定楔角角度α=45°的钝化半径为0.1~0.9 mm前缘尖点钝化平板进行计算分析,旨在揭示高超声速稀薄流中楔角角度与钝化半径对尖前缘平板气动性能的影响规律和内在机理。数值结果表明,楔角角度和钝化半径对前缘流场结构的影响较为一致,这也使得楔角角度和钝化半径对平板表面气动参数的影响规律极其相似。楔角角度和钝化半径对传热系数和摩擦阻力系数的影响较小,相比之下对压力系数的影响更为明显。在较小的楔角角度和钝化半径时,气动参数最大值均出现在唇缘顶点之后的位置,切向上气动参数呈现出先上升后下降的趋势。随着楔角角度和钝化半径的增大,气动参数最大值出现的位置不断前移,直至唇缘顶点。除此之外,平板表面气动参数的最大值也随着楔角角度和钝化半径的增大不断升高。

高超声速稀薄流曲形槽道ABLE翼型气动特性分析

将曲形槽道人工钝头(Artificial Blunted Leading Edge,ABLE)概念应用于对称菱形翼中,针对飞行器可能出现的高空稀薄流流域进行分析,旨在探究ABLE概念在近空间稀薄流流域内的适用情况。利用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对比分析了攻角为0~10°下菱形翼与ABLE菱形翼的气动性能,并探讨了槽道构型参数对翼型气动性能的影响。结果表明,槽道参数设计合理时,ABLE概念能以较小的热流增量为代价显著提升翼型的升阻比,增升效果明显;与连续流情况下有明显差异,在稀薄流中,虽然槽道将前缘驻点高压区移除,但是由于槽道增加的湿润面积致使粘性阻力大幅度增加,导致ABLE概念翼型减阻性能不佳;除此之外,由于明显的稀薄气体效应,翼型气动力性能严重劣化。

湿喷砼的稀薄流浮游输送

锚喷支护技术在国内外矿山井巷、交通隧道、水工涵洞、地下工程和地面大型砼构筑物施工中得到广泛应用。但目前大多数仍是干喷作业,存在着粉尘大、回弹多、喷层质量差等问题,近年来各国都在致力于研制性能良好的湿喷设备。但是由于湿喷技术难度大、配套系统复杂,迄今还不能普遍推广应用,其中主要技术关键之一,就是湿砼混合料的管道输送非常困难,容易发生离析、粘附、堵管故障,喷射脉冲严重、输送距离短。本文就是研究和探讨实现稀薄流浮游输送的机理和解决湿喷技术关键问题。

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-CⅡ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.

稀薄气体中高超速圆柱绕流仿真研究

高速尤其是高超音速飞行是航空航天发展的主流方向.目前,70 km以上高超音速飞行器的需求越来越大.当飞行高度达到或超过70 km时,稀薄效应明显,此时连续介质假设失效,传统的连续流体运动方程(NS方程)和相应的CFD方法已经失效.利用连续流体运动方程(NS方程)和直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC),对四个典型K n(K n分别为0.001、0.01、0.1和1)下的圆柱绕流进行了计算.分析比较发现,随着K n的增大,流场中的激波间断结构变弱变粗,甚至消失,圆柱后方的分离区也逐渐变小直到消失.

超声速弹丸高空流场数值模拟与稀薄气体效应研究

利用直角坐标网格技术研究高超声速稀薄气体流动的DSMC模拟方法,编制了高空弹丸外流场数值模拟通用计算程序,将本方法的计算结果与有关文献中公布的理论模型数据进行了对比,验证本方法的正确性。模拟了稀薄流下不同海拔高度尖拱型弹头和其他外形弹头的在超声速来流中的流场,并推广至不同外形弹头气动受力情况的计算,研究其稀薄效应。分析比较发现了随着海拔高度的升高,稀薄效应使弹丸的激波层厚度增加,外部流场压缩性减弱,表面的热流密度有所降低。相比于尖拱型弹头,钝头弹丸在驻点处所受的压力较小,尾部较强,符合高超声速飞行器钝头弹体的受力规律。

高速稀薄流域防热减阻概念构型气动性能

为探究高速稀薄流流域凹腔槽道的气动特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm以及基准高度为20 mm的唇口钝化半径为2~20 mm的凹腔槽道构型,获得了不同算例的气动热系数和气动力系数的变化情况,分析了不同槽道高度以及不同唇口钝化半径的凹腔槽道构型对气动热与气动力性能的影响。数值结果表明:稀薄流流域中凹腔槽道构型能够达到预期的防热减阻效果,较优构型(槽道高度为20 mm)的防热率与减阻率分别达到6.99%和4.44%;槽道高度越高,减阻效果越好,但防热效率降低甚至出现防热反作用;凹腔腔体内部气体由稀薄流转化为连续流,凹腔内气体压力不断振荡;唇口钝化处理可以在保证阻力系数增加不大的情况下显著降低峰值传热。

高超声速稀薄流单层翼伞气动性能及再入轨迹分析

针对航天器返回过程中严重的气动加热和过载问题,提出了一种适用于整个返回过程的单层翼伞技术,从而实现温和的再入过程。采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对单层翼伞周围流场进行三维定常模拟,讨论了其作为低翼载荷升力体气动减速器,在再入初始阶段高超声速稀薄流条件下的基本气动性能和再入轨迹。研究结果表明:随着前缘后掠角的增大,翼伞气动性能明显下降,但抗失速能力有所提高;升阻比随着马赫数和飞行高度的增加而下降,较之马赫数,升阻比对飞行高度更为敏感;飞行动压和峰值热流随着翼载荷的增大而增加,而过载随着翼载荷的增大而减小。

面向稀薄流非线性本构预测的机器学习方法

稀薄非平衡流域内连续介质假设已经失效,主要围绕Boltzmann方程及模型方程对稀薄非平衡流开展理论与计算研究,统一气体动理论格式(UGKS)是其中一种代表性方法。在稀薄非平衡流数值模拟中,Navier-Stokes(N-S)方程连续介质假设已经失效,不能有效描述流场非平衡特征。UGKS方法虽然计算精度高,但速度空间离散导致计算效率低下,多维高速条件下数值计算难以开展。基于数据驱动的思想,在N-S方程与UGKS方法的研究基础上发展出了一种稀薄非平衡流非线性本构关系求解方法(DNCR)。该方法以N-S与UGKS求解器获得的流场数值模拟计算结果作为训练数据集,基于流场特征参数采用极端随机树算法生成机器学习模型,对预测流场中线性黏性应力项与热流项进行非线性修正,并耦合非线性本构关系求解宏观守恒方程得到目标状态稀薄非平衡流动数值解。针对DNCR方法中所采用的机器学习方法-极端随机树模型,通过二维顶盖驱动方腔流算例对高维非线性建模涉及的特征参数选取、参数调优开展了相关验证工作,选取若干典型状态对极端随机树模型的泛化性能开展研究,并评估了相关模型与方法的计算精度与计算效率。

耦合聚类的数据驱动稀薄流非线性本构计算方法

临近空间环境下的稀薄流动具有典型非平衡特征,现有数值模拟方法在面对多尺度共存的复杂流动现象时难以同时高效、准确描述。结合近些年兴起的机器学习理论与建模方法,基于数据驱动非线性本构关系(DNCR)为稀薄非平衡流动快速求解提供了一种全新的物理建模思路。为进一步提升DNCR方法的泛化性能、模型训练与计算效率,本文在DNCR方法中首次引入高斯混合模型(GMM)与稀疏主成分分析(SPCA)在回归模型训练预测前对训练集与预测集数据进行聚类预处理,建立了耦合聚类模型的数据驱动非线性本构计算方法。相关算例预测结果表明:在DNCR可解释性方面,GMM与SPCA方法可以不依靠人工经验通过流场数据提取出不同流动中的主导物理量,提升了DNCR方法的可解释性与鲁棒性;在计算效率方面,GMM与SPCA方法能在大量流场样本下对数据点进行精准聚类,排除冗余信息的干扰,提高了方法的并行计算效率,降低了回归模型的训练预测时间,同时有利于后期添加新样本数据时模型的更新与维护;在计算精度方面,GMM与SPCA方法在简单特征流动预测中能够在保持现有预示精度的前提下提高计算效率,并在面对复杂流动特征耦合预测场景时有效提高DNCR方法预测精度。

旋转不变的数据驱动稀薄流非线性本构计算方法

DNCR方法基于Navier-Stokes方程和UGKS方法的数值模拟结果作为流场样本训练数据,借助机器学习构建热流/应力与流场特征参数的高维复杂非线性回归关系模型,最终通过耦合数据驱动的非线性本构关系求解宏观量守恒方程得到待预测稀薄非平衡流数值解。但现有DNCR方法的特征参数(速度、压力、密度等)和标记值(热流、应力张量等)不具备旋转不变特征,所得训练模型无法适用于坐标系旋转或平移后的计算网格。针对这一缺陷,本文构建全新且具有旋转不变性的特征参数与标记值,并结合典型算例预测结果与特征参数权重反馈优化所有训练集特征参数;同时瞄准回归模型预示范围与泛化性能提升,针对极端随机树开展选参与调参研究,发展了一种基于旋转不变量的改进DNCR方法。针对不同来流条件、不同几何外形条件下的二维高超声速圆柱绕流与顶盖方腔驱动流,评估了改进DNCR方法对比原始方法的计算精度提升效果。计算结果表明:使用旋转不变量能够显著提升训练模型对坐标系旋转、外形变化的适应能力,使DNCR方法具备更好的泛化性能。

有限平板绕流Monte-Carlo方法仿真

本文采用直接仿真Monte-Carlo方法求解有限长平板绕流等问题。本方法是通过计算机跟踪仿真分子的运动来实现数值模拟的。仿真分子间的碰撞计算由统计抽样确定。碰撞模型分别选用了硬球分子模型和负幂律分子模型。仿真分子与固壁作用采用由完全扩散反射和镜面反射按比例混合组成的模型。为了检验方法的可靠性,还计算了激波结构和Rayleigh问题等一维流动,二维计算采用同步并行程序。数值结果表明直接仿真Monte-Carlo方法能够较好地模拟稀薄气体力学中的一些问题。对于二维计算,所花费的机时和所需的内存均在国内机器所允许的范围内。