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国家自然科学基金(11325212): 作品数：26 被引量：91H指数：7; 相关作者：李志辉彭傲平蒋新宇唐小伟吴俊林更多>>; 相关机构：中国空气动力研究与发展中心北京航空航天大学中国空间技术研究院更多>>; 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划国防基础科研计划更多>>; 相关领域：航空宇航科学技术理学一般工业技术更多>>

类探月返回试验器稀薄气体电离特性分析: 2019年; 探月返回试验器以接近第二宇宙速度再入,绕流气体将发生较为严重的化学反应和电离,传统上发生在连续流区的通信黑障大幅向稀薄区域延伸。本文基于自主开发的稀有组分权重因子方法的DSMC计算平台,采用公开的外形和与探月返回试验器相似的飞行条件,针对第一次再入、第一次跳出和第二次再入的稀薄流域,重点考察类探月返回试验器的稀薄气体电离特性。通过电子数密度预测通信中断发生高度,其结果与飞行试验观测值具有良好的一致性,误差在2 km以内。计算结果还表明,与RAM-C II等细长体的联合电离不同,对于类探月返回试验器的大钝头体再入,主要电离来源是N、O与中性分子或原子碰撞导致的直接电离。; 方明李丹杨徐昆; 关键词：稀薄气体 DSMC方法通信中断

Boltzmann方程碰撞积分建模与稀薄空气动力学应用研究被引量：3: 2017年; 直接模拟蒙特卡罗方法(Direct Simulation Monte Carlo,DSMC)已经广泛用于稀薄空气动力学计算模拟,而直接数值求解Boltzmann方程目前还只局限于简单流动,比如一维线性问题.高度非线性、积分微分属性的Boltzmann方程的求解关键是碰撞积分建模问题.最近,快速谱方法的提出和完善,使得对复杂的三维非线性问题直接求解Boltzmann方程带来了希望.相对于DSMC,快速谱方法具有数值上确定性的优势,在低速多尺度流动计算模拟上更为高效.本文介绍了快速谱方法在求解气体动理学方程的最新发展和成果,并探讨其应用前景.快速谱方法的推广应用使之真正成为DSMC的补充方法,现在面临的困难是需要发展新的气体动理学模型来描述多原子、多组分、稠密气体等.本文最后介绍了这方面的最新进展和直接求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法在模拟计算跨流域气体绕流及航天再入高超声速气动问题的应用.; 吴雷张勇豪李志辉; 关键词：稀薄空气动力学 BOLTZMANN方程

逆向喷流对双锥导弹外形减阻特性的影响被引量：13: 2020年; 逆向喷流是一种主动流动控制技术,具有减阻降热特性,可用于高超声速飞行器设计。以典型双锥导弹外形的球头、单锥、双锥(全弹)为研究对象,将喷流发生器和弹体固连,采用CFD方法对逆向喷流的减阻特性进行了数值研究,对比分析了喷流马赫数、喷流压比等参数对不同对象减阻效果的影响。结果表明:逆向喷流流场存在长、短射流穿透两种模态;球头在小压比长射流模态时的减阻效果最佳;单锥和双锥在大压比短射流模态时的减阻效果更好。存在一个最佳压比,使得逆向喷流的减阻效果最佳;喷流压力过大,减阻效果变差,甚至出现阻力系数不降反增情形。逆向喷流减阻效果对控制体选取敏感,若将逆向喷流对头部的减阻特性(超过40%)直接推广至飞行器整机(6%左右),评估结果过于乐观。综合最佳减阻效果、最佳喷流压比、流量与所需储气瓶体积等影响因素,工程应用时逆向喷流应优先选用声速喷流。; 王泽江李杰曾学军王洪亮李志辉; 关键词：逆向喷流减阻特性 CFD

Boltzmann模型方程数值算法对微纳尺度流体力学应用研究: 从连接微观分子动力学与宏观流体力学的介观Boltzmann方程输运理论出发,通过对Boltzmann方程碰撞积分模型化处理与可计算建模,引入碰撞松弛参数和当地平衡态分布函数,将表征不同流区流态控制参数、宏观流动物理量、气...; 李志辉方明毕林李琳兰中周; 关键词：BOLTZMANN模型方程; 文献传递

高超声速通气模型直接测力试验: 2017年; 基于动量定理的内阻测量误差大,常规高超声速通气模型测力试验精度无法满足应用需求。为此,提出了采用"尾支+六分量天平"直接测量作用在通气模型机体控制体上的待测气动特性的新型试验方法,并对相关理论基础、工作原理进行了讨论。借鉴大尺度通气模型内外流解耦设计经验完成了模型设计,在FD-20A风洞上开展了原理性试验,通过对比分析来验证新型试验方法。结果表明:基于相似理论和力分解原则的通气模型直接测力试验方法可行,测量数据准确可信;试验数据信息丰富,能够准确评判间隙密封效果;由于减少了内阻测量环节,通气模型直接测力试验精度高;当来流马赫数为6时阻力系数误差小于2%,远低于常规通气模型测力试验,满足应用需求。; 王泽江宋文萍曾学军杨波孙鹏唐小伟; 关键词：高超声速风洞试验天平气动力内阻

航天器返回地球的气动特性综述被引量：20: 2015年; 航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。; 方方周璐李志辉; 关键词：航天器再入飞行控制

瑞利散射测速技术在高超声速流场中应用研究被引量：3: 2017年; 采用基于法布里-珀罗干涉仪的干涉瑞利散射测速技术在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma5、Ma6、Ma12的流场速度和湍流度的测量,了解了瑞利散射速度和湍流度测量系统在高超声速流场中应用的情况,结果表明目前该风洞流场湍流度在1%以内,速度测量结果与流场校测偏差最大1.3%;对激波后返回舱模型绕流速度进行了测量,Ma6来流的测量结果与数值模拟结果吻合较好,而Ma12来流的测量结果与数值模拟结果相差69%,对原因进行了分析。在实验中发现目前Φ0.3m高超声速低密度风洞的流场存在一定程度的冷凝现象,并对后续研究工作提出了建议。; 陈爱国陈力李志辉李中华杨富荣李四新闫博; 关键词：高超声速风洞瑞利散射

复杂结构航天器再入三维瞬态传热有限元模拟: 在轨服役期满航天器高速陨落再入大气层,在高超声速气动加热作用下将发生金属材料变形软化/失效和复合材料热解/烧蚀,解体成碎片或残留舱体。三维有限元传热模型为金属熔融和复合材料烧蚀模拟提供所需的温度条件。本文采用四节点四面体...; 石卫波；孙海浩；唐小伟；马强；李志辉；; 关键词：陨落有限元模拟; 文献传递

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被引量：1: 2020年; 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。; 梁杰李志辉李绪国杜波强; 关键词：大型航天器

天宫飞行器过渡流区高超声速绕流N-S/DSMC耦合计算: 2020年; 针对类天宫飞行器服役期满再入大气层多次解体过程残骸碎片绕流对气动特性干扰影响的问题,在数值求解N-S方程的CFD和DSMC方法程序研究基础上,采用MPC耦合处理原理,发展了基于Chapman-Enskog非平衡速度分布函数的耦合区域双向信息交换亚松弛计算技术,建立了适于残骸碎片两体不同间隔绕流干扰流场的N-S/DSMC耦合算法。对天宫飞行器两舱结构体在过渡流区低密度风洞试验状态进行了耦合计算,计算结果与风洞试验结果吻合很好,验证了所建立的耦合算法对再入解体残骸碎片气动特性计算的有效性和可靠性。通过对天宫飞行器解体碎片的简化外形球和球柱体在过渡流区高超声速两体干扰气动特性进行不同间隔绕流场耦合计算分析,结果表明,在一定的距离范围内,两体干扰会对残骸碎片的气动特性产生较强的影响,不同的残骸碎片外形在不同距离的干扰规律不一致。计算结果为天宫飞行器再入解体气动融合轨道数值预报提供设计依据。; 李中华党雷宁李志辉李绪国; 关键词：过渡流 DSMC

国家自然科学基金(11325212)

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