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 。

直接模拟蒙特卡洛问题的并行化方法

对直接模拟蒙特卡洛问题的动态数据分布特点进行了研究，提出了该类问题的并行化方法，并对实际算例进行处理，在集群系统上获得的测试结果表明该方法正确而有效，能够满足用户的高性能计算需要。

基于计算统一设备架物Fortran的直接模拟蒙特卡洛方法并行优化

利用基于图形处理器(GPU)的计算统一设备架构(CUDA)Fortran编程平台,对直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法进行并行优化,并以高超声速气动热计算为例,考察了串行与并行计算速度以及不同仿真分子数对并行效率的影响.结果表明,在保证计算精度不变的情况下,程序取得了4～10倍的加速比,并且加速性能高低与计算规模大小成正比.

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。

三角形粗糙元的微通道内流动换热的模拟分析

应用蒙特卡洛直接模拟(direct simulation Mont Carlo,DSMC)方法数值分析具有三角粗糙元表面平行平板微通道内气体二维流动与换热。模拟表明:微通道内粗糙元对流动与换热有明显的扰动;粗糙微通道内的壁面速度滑移小于光滑微通道,并随粗糙元变大,速度出现更为严重的跳跃,甚至出现漩涡,增加了通道内的压力损失;随粗糙元变大,气体在壁面处滞留时间变长,增加了单位质量气体与壁面之间的换热。

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。

稀薄流高超声速钝化前缘逆向射流流场特征研究

为准确预测稀薄过渡区逆向射流对稀薄大气的干扰流动特征,本文采用直接蒙特卡洛算法(DSMC),在自由流马赫数为7的情况下,对稀薄流中逆向射流干扰下的高超声速流动进行了数值模拟。计算中考虑了60~90 km高度的典型大气环境,研究了压比和自由流克努森数对压力、剪切力和热流密度的影响规律。结果表明,逆向射流改变了流场结构,且具有明显的热防护性能,但减阻效果不明显。逆向射流对高超声速稀薄来流的影响随压比的增加明显增强,形成的马赫盘大小也随之增加。高度的增加伴随稀薄效应不断增强,自由流克努森数增大,导致弓形激波厚度随高度增加而增加,壁面处的回流区范围不断减小至消失。这项研究初步揭示了稀薄流中逆向射流/高超声速流动相互作用的机制。

稳态等离子体推进器羽流场数值模拟

采用二维轴对称模型,使用粒子网格法(PIC)和直接模拟蒙特卡洛法(DSMC)相结合的方法,对稳态等离子体推进器(SPT)羽流场进行了数值模拟.采用DSMC方法中的随机取样频率法(RSF)求解粒子碰撞过程,并对比了不同的分配电荷方式、电子运动模型及SPT出口条件时的羽流场.将不同条件计算得到的羽流场中距SPT出口0.1m,0.5m及1.0m处的离子电流密度和电荷密度与实验结果进行了对比,得出在采用面积权重法分配电荷、等熵模型描述电子运动和用实验值设定发动机出口参数时对SPT羽流场数值模拟的电流密度和轴向附近的电荷密度结果与实验结果符合程度较好的结论.

一种分子运动和碰撞双重网格DSMC方法研究

基于非结构网格与直角网格相结合的策略,提出一种分子运动和碰撞双重网格DSMC实现方法。通过分子的位置坐标信息,实现运动网格与碰撞网格信息交互,从而结合非结构网格的贴体性和直角网格易于控制子网格数量的优点,同时提出并实现了基于MCS自适应的动态子网格技术以有效限制分子平均碰撞距离,提高了DSMC方法的通用性和计算精度。通过对超声速圆柱绕流和扩张管道的数值模拟,验证该方法的有效性和高精度性。数值结果表明,本文提出的基于分子运动和碰撞双重网格的DSMC方法提高了流场的分辨率,且通过基于MCS自适应的动态子网格技术,有效地降低了流场的平均碰撞距离,提高了碰撞质量和计算精度。

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。

空间站舱外泄漏羽流场数值模拟与解析解研究

密封性能在保证空间站正常运行中极其重要。本文针对空间站运行过程中可能发生的舱外氨气泄漏,建立了太空真空环境中气体分子运动的物理模型,运用直接蒙特卡洛模拟方法对泄漏到太空中的气体羽流场进行数值模拟,得到羽流场的气体密度分布规律,并通过求解无碰撞的玻尔兹曼方程得到羽流场粒子密度分布的解析解,最后验证了解析解的正确性,以期为未来空间站的在轨检漏提供理论支持。

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.

面向聚变堆排灰气的直线型水银扩散泵抽气性能DSMC模拟研究

在德国卡尔斯鲁厄理工学院提出的KALPUREX(Karlsruhe liquid metal based pumping process for fusion reactor exhaust gases)流程中,利用直线型水银扩散泵实现对聚变堆排灰气的连续抽气,从而解决使用捕集式低温泵带来的高氚滞留量问题。为了支持直线型水银扩散泵的设计研究,基于直接模拟蒙特卡洛方法开展了直线型水银扩散泵的抽气性能模拟研究。基于早期实验中的直线型水银扩散泵结构,模拟了空气的抽气速率及水银返流率,并分析了其随压强变化的原因。针对聚变堆排灰气中可能包含的氢(作为氢同位素的代表)、氦、氖、氩等气体,分别模拟了直线型水银扩散泵的抽气性能。模拟得到的不同气体的抽气速率与气体摩尔质量间的关系基本符合理论预测。

宽进气道电子回旋共振离子源电磁场和中性粒子计算研究

传统10cm电子回旋共振离子推力器(ECRIT)离子源的进气道进气面积小、压强损失大,无法直接应用于吸气式电推进系统(ABEP)。针对该问题,本文提出了抗流槽和栅格两种宽面积进气道方案,基于多物理场仿真软件COMSOL、直接蒙特卡洛模拟(DSMC)方法,研究了不同进气道离子源内的微波电磁场分布、中性粒子分布,并通过实验验证了方案的可行性。研究结果表明:抗流槽和栅格进气道的最优结构分别为抗流槽中段长度4mm、栅格厚度2mm,最优结构下,两者离子源放电室微波能量均不低于传统离子源;传统离子源和栅格进气道离子源的推进剂供给压强均随流量线性增加,传统离子源所需供给压强约为栅格进气道离子源的3.86倍;当推进剂流量为2cm^(3)/min时,栅格进气道离子源可正常工作,所需的推进剂供给压强为0.14Pa;对比相近工况下传统氮工质10cm ECR离子源,栅格进气道离子源工作性能未见明显衰减。

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.

高超声速CO_(2)稀薄气体振动激发与DSMC方法实现

针对火星独特的CO_(2)稀薄气体环境以及探测器高超声速进入火星过程中的高温真实气体效应,研究了CO_(2)多振动模式的激发特性。采用非结构网格和直接模拟蒙特卡洛法(Direct Simulation Monte Carlo method, DSMC),基于非谐振子振动激发模型,通过将CO_(2)离解能均分到4种振动模态,进而限制各模态最高振动能级,模拟了含CO_(2)的5组分17反应的高温稀薄真实气体化学反应模型。计算了“火星探路者”在火星大气环境65 km高度、进入速度为7 453 m/s、攻角为0°下的高温化学非平衡效应流场。结果表明:CO_(2)在激波后大量分解并消耗大量能量;迎风面激波中各组分占比与探测器物面特性等均与文献结果相符,证明了本文对于CO_(2)振动激发处理方法的可行性。在此基础上加入N_2组分,模拟火星大气8组分44基元化学反应流场,通过改变来流密度与马赫数分析了流场特性的变化。结果表明:随着来流密度减小,流场温度呈现先增加后减小的趋势,物面热流密度增大;来流马赫数增加使得流场温度和压力上升,物面热流密度提高但是热流密度系数变化幅度很小。

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。

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。

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。