气体动力学

摘要： 利用激光烧蚀等离子体射流可以获得数km/s甚至上千km/s的射流速度,远超目前绝大多数设备所能提供的模拟速度,并且覆盖了极大的温度与密度范围,作为加载手段具有广阔的应用前景。通过实验方法,探索和发展激光烧蚀等离子体射流这一新型实验模拟手段,利用高功率激光烧蚀产生高温高压等离子体射流,实现超高速气体动力学实验室模拟的新途径。以此作为加载条件,研究超高速物体与气体相互作用的气体动力学特性。通过建立激光烧蚀等离子体射流与固体靶相互作用实验方法,可进一步研究等离子体射流的产生、发展以及高速物体气体动力学,为下一步开展天体物理、小行星形貌、超高速陨石与行星大气相互作用机制等相关研究奠定基础。

摘要： 高等数学是理工科院校最重要的基础学科,其包含的数学方法、数学思维对学生后续专业课程的学习至关重要。然而,高数知识相对于中学数学跨度较大,学生难以全面掌握,后续专业课程中所用的数学方法又超出了高数课程的范畴。针对这一问题,以航空专业核心课程“气体动力学基础”教学为例,分析了气体动力学课程包含的数学(思维)特点,讨论了高数与专业课程之间的联系,探讨了数学思维在衔接两门课程中的重要作用,提出了一些有效的教学应用策略。

摘要： 项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。

摘要： 气体动力学作为能源动力类本科专业的核心基础课程之一,是本科生课程流体力学的拓展延伸,也是研究生课程高等流体力学的重要基础。针对气体动力学课程传统教学过程中面临的抽象概念多、知识点深奥、基础公式推导量大等问题,分析将CFD软件引入课堂教学的益处,提出适用于本科生知识体系和综合能力水平的气体动力学课程教学改革思路。实践结果表明,“厚植基础理论推导,强化CFD实例问题讲解,紧密结合工程应用”的教学模式有助于激发学生的课堂学习积极性和知识运用能力,提高学生对相关概念、基本现象、实际应用的综合认知水平和理解力,进而实现“双一流”建设背景下能源动力类创新型人才培养的教育教学目标。

摘要： "00后"作为新时代大学生的主体是在互联网技术飞速发展的环境下成长的.互联网技术给人类的生产生活带来了翻天覆地的变化.信息获取的便捷化使新一代大学生对新兴事物兴趣浓厚,且习惯于碎片化的信息汲取,存在对于需要潜心学习与探索的课程无法坚持的问题.气体动力学是航空航天领域的重要理论基础,新时代大学生对于气体动力学的学习与认知极大程度上影响着我国航空航天事业的发展与壮大.然而,"气体动力学"是一门理论性极强,公式繁杂的课程,针对以上问题,着重探索了适合"00后"大学生的气体动力学教学方式,并通过教学实践验证了教学内容的有效性与实用性,最后对气体动力学进行了课程思政的探索.

摘要： 结合传统安全阀喷管理论,对氧气安全阀泄放时的气体动力学过程进行了描述.研究了氧气安全阀半开式排放结构的的气体动力学参数的计算方法,表征了排气管中氧气压力、流速随排气管配管长度及公称直径的变化关系,发现小管径的排气管超过一定配管长度后,304不锈钢已无法满足氧气在冲击场合流速免除的要求.为工程设计人员选型排气管尺寸和材质提供了理论依据,进一步确保氧气管道工程设计的本质安全.

摘要： 文章以目前气体动力学课程教学实践中存在的问题为牵引,结合CDIO(Conception,Design,Implementation,Operation)工程教育培养模式,对课程教学进行重新设计和规划.课程教学实践证明,将CDIO教学理念引入到课程教学中,激发了学生的学习动力,学生在基础理论、动手实践和团队协作等方面能力素质得到了全面的锻炼和提高.

摘要： 从微观Boltzmann方程出发直接导出的流动守恒方程和非守恒量(粘性应力、热传导等)耦合输运方程构建了新的连续/稀薄统一的气体动力学NCCR理论体系.NCCR理论在连续区域演化为传统NS方程,在稀薄区域其得到了实验验证,其为解决航天器返回大气层、临近空间飞行器空气动力学问题的提供了新的研究途径.为解决NCCR模型强非线性难题,本文发展了间断伽辽金求解NCCR和守恒方程的数值算法,并对典型圆柱绕流、三维高超构型流场进行了数值计算和验证.验证结果表明,在稀薄领域NCCR准确捕捉到了流场信息.同时三维验证表明NCCR模型在求解连续稀薄耦合流场特别是稀薄效应显著的背风区,相比于NS方程更吻合于实验结果,证明了NCCR建立连续/稀薄统一的气体动力学数力理论的可能性.

摘要： 直接模拟Monte Carlo(DSMC)广泛应用于稀薄气体流动的数值模拟计算,该方法最大的限制在于计算所需耗费大量的计算机时和内存。本文实现了基于CUDA(计算统一设备架构)的DSMC并行算法,改进了原有多GPU(图形处理器)数据之间传输并行算法,模拟计算了二维Couette流和二维顶盖驱动方腔流,定量比较了CPU、单GPU和多GPU并行计算的结果和计算时间。结果表明单GPU并行计算相对CPU计算的加速效果可以达到10-30倍,双GPU并行计算的加速效果可以达到40-60倍,多GPU并行计算的加速效率接近100％,且计算精度能够得到良好保证。

摘要： 本文针对原子电子碰撞电离反应对高焓非平衡流场特性的影响,通过选取合理的热化学模型和高温气体动力学数据,对高频感应等离子体风洞石英放电管内的流场进行了数值模拟,并与流场温度的试验测量结果进行了对比;计算了典型的高超声速钝锥体飞行器绕流流场,计算结果表明本文的方法对流场中电子数密度分布的预测达到了很高的精度.通过以上试验和数值模拟,验证了本文选取的高温气体动力学数据的可靠性和准确性.

摘要： 基于风轮后尾迹自由卷起成集中涡的特征,将风轮远尾迹简化成叶尖涡环和叶根涡环,建立涡面/涡环混合自由涡尾迹方法.涡环的大小及位置由涡环控制点确定,控制点随当地流速自由移动.综合考虑计算效率和准确度,得出近尾迹长度取120°为宜.采用涡面/涡环混合自由涡尾迹方法计算了NREL Phase Ⅵ风力机的尾流结构及气动性能,计算效率能够提高30倍左右,且气动性能计算结果与实验值较吻合.远尾迹简化成涡环对近尾迹区的尾迹形状和流场结构影响均不大.

摘要： 基于风轮后尾迹自由卷起成集中涡的特征,将风轮远尾迹简化成叶尖涡环和叶根涡环,建立涡面/涡环混合自由涡尾迹方法.涡环的大小及位置由涡环控制点确定,控制点随当地流速自由移动.综合考虑计算效率和准确度,得出近尾迹长度取120°为宜.采用涡面/涡环混合自由涡尾迹方法计算了NREL Phase Ⅵ风力机的尾流结构及气动性能,计算效率能够提高30倍左右,且气动性能计算结果与实验值较吻合.远尾迹简化成涡环对近尾迹区的尾迹形状和流场结构影响均不大.

摘要： 基于风轮后尾迹自由卷起成集中涡的特征,将风轮远尾迹简化成叶尖涡环和叶根涡环,建立涡面/涡环混合自由涡尾迹方法.涡环的大小及位置由涡环控制点确定,控制点随当地流速自由移动.综合考虑计算效率和准确度,得出近尾迹长度取120°为宜.采用涡面/涡环混合自由涡尾迹方法计算了NREL Phase Ⅵ风力机的尾流结构及气动性能,计算效率能够提高30倍左右,且气动性能计算结果与实验值较吻合.远尾迹简化成涡环对近尾迹区的尾迹形状和流场结构影响均不大.

摘要： 基于风轮后尾迹自由卷起成集中涡的特征,将风轮远尾迹简化成叶尖涡环和叶根涡环,建立涡面/涡环混合自由涡尾迹方法.涡环的大小及位置由涡环控制点确定,控制点随当地流速自由移动.综合考虑计算效率和准确度,得出近尾迹长度取120°为宜.采用涡面/涡环混合自由涡尾迹方法计算了NREL Phase Ⅵ风力机的尾流结构及气动性能,计算效率能够提高30倍左右,且气动性能计算结果与实验值较吻合.远尾迹简化成涡环对近尾迹区的尾迹形状和流场结构影响均不大.

摘要： 高超声速飞行器在大气层中长时间飞行时会产生强烈的气动加热现象,为了准确评估气动加热对飞行器带来的影响,通常要考虑气动热/热响应的耦合.当考虑流场/结构耦合时通常会采用不同的求解器进行求解,通过在交界面上进行数据传递来实现耦合,因此气动热数据如何在交界面上进行传递便成为制约气动热/热响应耦合的关键问题.本文将新近发展的一种插值方法——径向基函数(RBF)应用于两套类型不同、疏密度不同的翼身融合体网格,选取了径向基函数中薄板样条函数(TPS)、多重二次曲面双协调函数(MQ)和C2紧支基函数完成了二者之间热流传递,并将插值结果和精度进行了对比分析.本文研究结果表明,TPS、MQ和紧支C2基函数应用于复杂的高超声速翼身融合体外形热流插值时,均能很好地捕捉原有热流分布,从插值精度来看,MQ和TPS精度要优于C2方法,在高超声速热流数据传递中具有更好的应用前景.

摘要： 高超声速飞行器在大气层中长时间飞行时会产生强烈的气动加热现象,为了准确评估气动加热对飞行器带来的影响,通常要考虑气动热/热响应的耦合.当考虑流场/结构耦合时通常会采用不同的求解器进行求解,通过在交界面上进行数据传递来实现耦合,因此气动热数据如何在交界面上进行传递便成为制约气动热/热响应耦合的关键问题.本文将新近发展的一种插值方法——径向基函数(RBF)应用于两套类型不同、疏密度不同的翼身融合体网格,选取了径向基函数中薄板样条函数(TPS)、多重二次曲面双协调函数(MQ)和C2紧支基函数完成了二者之间热流传递,并将插值结果和精度进行了对比分析.本文研究结果表明,TPS、MQ和紧支C2基函数应用于复杂的高超声速翼身融合体外形热流插值时,均能很好地捕捉原有热流分布,从插值精度来看,MQ和TPS精度要优于C2方法,在高超声速热流数据传递中具有更好的应用前景.

摘要： 高超声速飞行器在大气层中长时间飞行时会产生强烈的气动加热现象,为了准确评估气动加热对飞行器带来的影响,通常要考虑气动热/热响应的耦合.当考虑流场/结构耦合时通常会采用不同的求解器进行求解,通过在交界面上进行数据传递来实现耦合,因此气动热数据如何在交界面上进行传递便成为制约气动热/热响应耦合的关键问题.本文将新近发展的一种插值方法——径向基函数(RBF)应用于两套类型不同、疏密度不同的翼身融合体网格,选取了径向基函数中薄板样条函数(TPS)、多重二次曲面双协调函数(MQ)和C2紧支基函数完成了二者之间热流传递,并将插值结果和精度进行了对比分析.本文研究结果表明,TPS、MQ和紧支C2基函数应用于复杂的高超声速翼身融合体外形热流插值时,均能很好地捕捉原有热流分布,从插值精度来看,MQ和TPS精度要优于C2方法,在高超声速热流数据传递中具有更好的应用前景.

摘要： 本发明涉及一种用来在车辆(P)处进行气体动力学测量的实验台的遮盖物(A)，该遮盖物具有至少在车辆的前轮和后轮之间的底部区域内延伸的至少一个传送带(2)，其中该遮盖物(A)由多个支撑元件(4)构成，这些支撑元件能够用塑料材料蒙上。

摘要： 本发明提供了一种偏重分流式气体动力学自动垂直钻井工具，属于油气井钻井工程领域。所述工具包括心管(1)、连接在心管(1)下端的下接头(3)和套在心管(1)外面的偏心外筒(2)，所述偏心外筒(2)为流线型结构，在心管(1)与偏心外筒(2)之间装有钢珠(5)；本发明操作方便，采用重力感应井斜原理进行自动感应及自动纠斜，不需增加任何操作；有三个作用力共同作用，可形成足够大的纠斜力，同时可通过更换阀门可以调节喷射直径，调节喷射流产生的反作用力；结构简单、稳定性好，采用纯机械式结构，在使用过程中性能可以稳定发挥。

摘要： 本发明公开提供的圆管内磁气体动力学磁‑流‑力‑热耦合建模及数值模拟方法。该方法通过根据圆管壁面的导电性以及入口处湍流不充分发展的影响，构建了圆管内磁气体动力学流在横向磁场作用下的物理模型和数学模型，并基于计算流体力学理论完成了数值求解，得到了哈特曼数Ha及壁面电导率比C等因素对圆管内流动和传热特性的影响规律，进而通过分析感应电流、电磁力和焦耳热的空间分布，阐明了磁场对流动和传热特性的调控机理，有效的解决了当前技术中存在的局限性问题，可以广泛用于航空发动机推力矢量控制、发动机尾喷管热防护、磁流体发电通道热能调控以及身管武器抗烧蚀等应用场景中，具有重要的理论意义和实际应用价值。

摘要： 本发明公开了一种用于稀薄气体动力学试验的自由分子流生成装置。该生成装置包括顺序排列的加热电离室、第一分离室、离子通道、离子电场加速室、离子中和室、第二分离室、自由分子流通道和试验舱；第一分离室分为二个支路并连接第一电子接收器，一个支路为离子通道，另一个支路为第一抽吸段；第二分离室也分为二个支路并连接第二电子接收器，一个支路为自由分子流通道，另一个支路为第二抽吸段；第一抽吸段连通试验舱上部，自由分子流通道连通试验舱的试验区，第二抽吸段连通试验舱下部；试验舱内对称安装有低温泵，试验舱外安装有分子泵机组；加热电离室与进气口连通。该生成装置生成的自由分子流能够真实模拟极度稀薄气体环境，结构简单、可靠。

摘要： 本发明涉及一种用于纤维无纺布(10)的气体动力学无纺布形成装置(2)，其中，所述无纺布形成装置(2)具有用于纤维的卸载区域(6)，在该卸载区域中气体动力学地形成所述纤维无纺布(10)。所述无纺布形成装置(2)在所述卸载区域(6)中被接入炉子(4)，其中，所述无纺布形成装置(2)具有纤维载体(5)，所述纤维载体使纤维流(12)在所述卸载区域(6)中发射到所述炉子(4)内部的自由空间(31)中，其中，所述纤维载体(5)使所述纤维流(12)在脱离区域(22)处自由飞行地离心分离到所述自由空间(31)中。

摘要： 本发明涉及一种用来在车辆(P)处进行气体动力学测量的实验台的遮盖物(A)，该遮盖物具有至少在车辆的前轮和后轮之间的底部区域内延伸的至少一个传送带(2)，其中该遮盖物(A)由多个支撑元件(4)构成，这些支撑元件能够用塑料材料蒙上。

摘要： 本发明提供了一种偏重分流式气体动力学自动垂直钻井工具，属于油气井钻井工程领域。所述工具包括心管(1)、连接在心管(1)下端的下接头(3)和套在心管(1)外面的偏心外筒(2)，所述偏心外筒(2)为流线型结构，在心管(1)与偏心外筒(2)之间装有钢珠(5)；本发明操作方便，采用重力感应井斜原理进行自动感应及自动纠斜，不需增加任何操作；有三个作用力共同作用，可形成足够大的纠斜力，同时可通过更换阀门可以调节喷射直径，调节喷射流产生的反作用力；结构简单、稳定性好，采用纯机械式结构，在使用过程中性能可以稳定发挥。

摘要： 本实用新型公开了一种用于稀薄气体动力学试验的自由分子流生成装置。该生成装置包括顺序排列的加热电离室、第一分离室、离子通道、离子电场加速室、离子中和室、第二分离室、自由分子流通道和试验舱；第一分离室分为二个支路并连接第一电子接收器，一个支路为离子通道，另一个支路为第一抽吸段；第二分离室也分为二个支路并连接第二电子接收器，一个支路为自由分子流通道，另一个支路为第二抽吸段；第一抽吸段连通试验舱上部，自由分子流通道连通试验舱的试验区，第二抽吸段连通试验舱下部；试验舱内对称安装有低温泵，试验舱外安装有分子泵机组；加热电离室与进气口连通。该生成装置生成的自由分子流能够真实模拟极度稀薄气体环境，结构简单、可靠。

摘要： 本实用新型公开了一种基于气体动力学原理的新型降风阻联板，包括上联板、下联板、连接轴、固定螺丝和旋转连接块，所述上联板外圆上设置有流线型凹槽，所述上联板通过连接轴与下联板相连，所述上联板通过固定螺丝与连接轴固定，所述旋转连接块设置于上联板上。由于所述基于气体动力学原理的新型降风阻联板在上联板两侧均匀设置了两个流线型凹槽，大大降低了风阻对联板的影响，提高了整体的性能；在上联板上设置了两个旋转连接块，可以与上联板之间进行360度旋转，适应各种形状的连接和固定，应用范围更广。

摘要： 本实用新型提供了一种偏重分流式气体动力学自动垂直钻井工具，属于油气井钻井工程领域。所述工具包括心管(1)、连接在心管(1)下端的下接头(3)和套在心管(1)外面的偏心外筒(2)，所述偏心外筒(2)为流线型结构，在心管(1)与偏心外筒(2)之间装有钢珠(5)；本实用新型操作方便，采用重力感应井斜原理进行自动感应及自动纠斜，不需增加任何操作；有三个作用力共同作用，可形成足够大的纠斜力，同时可通过更换阀门可以调节喷射直径，调节喷射流产生的反作用力；结构简单、稳定性好，采用纯机械式结构，在使用过程中性能可以稳定发挥。