微重力流体力学

目录

前言
第一章 微重力流体科学概论
一、微重力科学与微重力流体科学
1、微重力环境
2、重力的影响
3、微重力流体科学的发展
二、微重力流体力学概述
1、对流
2、扩散及输运现象
3、液滴和气泡动力学
4、多相流过程
5、残余重力效应
6、其他流体力学问题
三、微重力物理化学概述
1、临界现象
2、燃烧
3、分散体悬浮系统
4、晶体生长的物理化学问题
四、微重力流体科学的研究途径
1、微重力研究的一般途径
2、微重力实验手段
参考文献
第二章 基本方程组和流体运动特性
一、引言
二、连续性方程和迁移方程
三、动量方程
1、流体的粘性——Reynolds应力
2、动量守恒定律
3、Navier-Stokes方程
四、能量方程
1、总能量方程
2、动能方程
3、内能方程
4、粘性耗散函数
5、Fourier定律及另外二种形式的能量方程
6、不可压流体的导热方程
五、Newton流体的运动方程组及定解条件
1、基本方程组和适定性
2、定解条件
六、Boussinesq近似及适用范围
七、相似律和无量纲参数
1、利用Buckinghan〓定理导出相似参数
2、微重力流体力学的有关物理量和无量纲参数
参考文献
第三章 毛细现象以及界面的平衡和稳定
一、引言
二、表面张力的物理描述
三、液体射流的表面不稳定
1、基本方程组和基态
2、小扰动的线性化方程
3、本征值方程及其解
四、等温条件下液桥的平衡位型和稳定
1、表面张力作用下的平衡条件
2、毛细稳定性
3、旋转稳定性
第五章 液桥的流体动力学稳定理论
1、基本假设和液桥的平衡条件
2、稳定问题的数学提法
3、液桥的Liapunov稳定理论
4、特殊情形（Ω〓=μ=0）以及纯半波不稳定（n=1，m=1）
5、小扰动方程的变分方程
6、小Weber数和大Reynolds数情形的不稳定发展率
7、液桥微重力实验的结果的分析
8、讨论和结论
参考文献
第四章 对流和扩散
一、Pearson对流
1、自由面不变形时的小扰动分析
2、自由面可变形情形
3、非线性理论
4、多层不混溶液体系统
二、热毛细对流
1、矩形容器中的热毛细对流
2、柱形液桥的热毛细对流
3、半浮区液桥热毛细对流的数值模拟
4、薄层液体的热毛细对流
三、热毛细振荡对流的实验研究
1、液桥内部的温度振荡
2、热毛细对流的表面振荡
3、综合测量
四、热毛细对流的振荡机理
1、热流体波不稳定性
2、表面波不稳定性
3、有限高度液桥的线性不稳定性
4、三维不定常数值模拟
5、重力的影响
6、一种非稳定性理论
7、关于振荡的激发机制
参考文献
第五章 液滴动力学
一、等温液滴动力学
1、球形液滴的振荡
2、不混溶液体中球形液滴的振荡
3、弱非线性理论
4、实验模拟
二、非等温液滴的Marangoni迁移
1、定常线性化理论（小Reynolds数，小Marangoni数）
2、非线性理论
3、实验结果
三、液滴和气泡的相互作用
1、双气泡的轴对称理论
2、多液滴的轴对称理论
四、旋转液滴的演化序列和分叉理论
1、旋转液滴的演化
2、旋转液滴的Thomson-Tait稳定准则
3、长期稳定性和动力稳定性
4、长期稳定性真实性的实验证明
5、结论
参考文献
第六章 微重力材料流体力学
一、晶体生长过程
二、纯扩散过程
1、一维扩散过程
2、二维扩散过程
3、固-液界面弯曲对径向分凝的影响
三、浮区晶体生长
1、浮区的热毛细对流
2、浮区的熔质毛细对流
3、浮区对流的振荡特征（小Prandtl数对流）
4、耦合过程
四、溶液晶体生长
1、溶液晶体生长的相变界面过程
2、一维纯扩散过程
3、准定常溶液晶体生长过程
4、不定常溶液生长过程
五、气相晶体生长
1、气相晶体生长过程
2、一维模型
3、物理气相输运中的对流效应
4、化学气相沉积（CVD）过程
参考文献

计算流体力学

飞行器流/固耦合静气动弹性分析及考虑结构变形气动性能优化

现代大型飞机采用的大展弦比超临界机翼设计技术使得机翼的静气动弹性效应明显，静气动弹性变形对飞机气动性能和操纵面控制效率的影响成为先进大型飞机设计必须面对的重要技术问题。需要采用多专业、多学科综合研究的手段，建立一套系统的、工程实用的气动/结构耦合弹性机翼分析和设计技术，为大型民用飞机设计服务。传统的动气动弹性数值模拟程序由于数值方法上的特点，并不适用于静气动弹性数值模拟，有必要发展独立的静气动弹性数值模程序，弥补风洞实验技术的不足，为大型飞机的静气动弹性设计提供技术参考。 作者采用基于柔度矩阵方法的结构静力学方程，分别与基于结构网格的Navier-Stokes方程和基于非结构网格的Euler方程相耦合，发展了基于非结构气动网格和结构气动网格的静气动弹性数值分析程序。编制了统一的数据接口技术，使其可更换不同的流体力学求解器与结构静力学模型耦合，为采用不同求解器进行静气动弹性数值模拟对比奠定了基础。 使用作者独立开发出的静气动弹性数值分析程序，分别对某型号飞翼和翼身组合体进行了静气动弹性数值模拟，比较了基于不同类型气动网格结果的异同，分析了静气动弹性效应对翼身组合体造成的升力导数下降和控制面效率降低的影响，并对其中包含的物理机理进行了探讨。 作者在静气动弹性数值模拟程序的基础上，进一步发展了基于遗传算法与响应面法结合的飞行器型架外形设计优化方法，在优化过程中，以已有的静气动弹性数据建立响应面模型替代传统的调用Euler/N-S方程静气动弹性计算，大大减小了优化的运算时间，使静气动弹性优化设计成为可能。并对NACA0012翼型和某飞翼进行了型架外形优化，并得到了良好的结果，验证了作者发展的考虑静气动弹性效应影响的飞行器型架外形优化程序。

可压缩流气动声场的数值模拟

气动声学是一门流动力学和声学之间的交叉学科，主要研究流动及其与物体相互作用产生噪声的机理。动用计算技术研究气动声学问题的手段称为计算气动声学。本文的目的是，基于高精度数值算法的研究，分别运用Lighthill比拟理论、Kirchhoff积分和直接数值模拟等方法，针对翼型绕流、激波-涡干扰和轴对称射流，研究了物面非定常脉动压力、涡脱落、激波-涡干扰以及涡对并等产生噪声的机理。首先针对声场与主流场在能级和特征尺度等方面的差异，从空间离散角度分析了几种差分格式，表明迎风紧致格式/对称紧致格式有较小的数值色散、耗散和各向异性误差，因而适用于气动噪声的计算。以Runge-Kutta格式为例，对时间离散带来的误差进行了分析。指出对声波计算来说，仅考虑格式稳定性是不够的，时间步长还受到允许色散误差和耗散误差的限制。基于保色戎关系的思想，构造了优化Runge-Kutta格式。处例显示优化Runge-Kutta格式相对于经典格式有更高的计算效率。采用3阶迎风紧致格式和3阶Runge-Kutta格式数值模拟了NACA0012翼型的可压缩非定常绕流流场，并将此流场作为近场声源，运用声学比拟理论对偶极子声和四极子声进行研究。结果指出，主流速度对远场声压有决定性影响，在来流马赫数较大时，四极子噪声和偶极子噪声具有相同量级，不能被忽略，表明了可压缩效应对声场的影响。采用5阶迎风紧致格式和4阶Runge-Kutta格式求解非定常可压缩Navier-Stokes方程，对激波-单涡/双涡干扰导致的声场进行了直接数值模拟。详细研究了激波-涡干扰产生噪声的机理，指出噪声的产生及其性质和激波变形密切相关。研究了近场噪声衰减和传播距离r的关系，发现噪声衰减大致和r~(4/5)而不是r~(1/2)成反比关系，提出这种差异是由流场的非线性效应引起的。构造了Kirchhoff积分和非定常流动计算相结合的算法。采用5阶迎风紧致格式和3阶Runge-Kutta格式对亚声速轴对称射流进行直接数值模拟。将射流流场作为近场声源，结合Kirchhoff方法求解远场 气动噪声。数值结果表明远场噪声具有方向性，噪声声压在离开对称轴20°处达到最大值。随着传播距离增大，噪声方向性逐渐减弱。

垂直激励圆柱形容器中的非线性表面波及其不稳定性研究

本文分别在理想流体和弱粘性流体中，利用奇异摄动理论的两时间变量展开法，研究了垂直强迫激励圆柱形容器中的单一表面驻波模式的形成、结构特，点及其随时间的演化规律。首先假设流体是无粘、不可压且运动是无旋的，在忽略了表面张力的影响下，得到了描述表面波运动的非线性振幅方程及二阶自由面位移的解析表达式。通过数值计算，在不同驱动频率下，从理论上得到了非常丰富且只有少数在鄂学全等（19％，1998）的实验中报道过的表面波流谱模式。尽管所建立的数学模型和鄂学全等（19％。1998）的实验显示有所差别，但计算的结果可以用来解释他们实验中所观察到的表面波模态。进而研究了特定模式的空间结构（如节点的个数及分布规律）及其随时间三维演化规律，从理论上验证了此类表面波具有驻波的特点，丰富了前人的研究成果。液体表面张力的影响在所研究问题的尺度（如容器的半径为几个厘米，驱动的振幅只有微米量级）范围内对表面波的模式选择也不可忽视。故本文通过边界条件引入了表面张力的影响，研究了表面波模式的性质，并和无表面张力时的情况进行了比较。结果表明，当外激励频率较小时，表面张力对表面波模式选择的影响较小；但当驱动频率较大时，表面张力对表面波的模式选择影响很大，反映出表面张力具有使得自由面回到平衡位置的作用，更加逼近问题的真实情况。由于实际的物理系统中会产生阻尼，而阻尼系数的确定对研究表面波的模式特点及其发展规律有非常重要的意义。本文在弱粘性流体中，把Navier-Stokes方程线性化，研究了圆柱形容器受垂直强迫激励的表面驻波运动。将整个流场分为外部势流区和内部的边界层流动，求得了粘性阻尼系数的解析表达式，并研究了阻尼系数随某些参数，如粘度、驱动振幅、液体的深度等的变化规律。将在弱粘性流体情况下得到的粘性阻尼系数加到无粘流体中所得的色散关系和非线性振幅方程中对其进行修正，修正的结果使得所研究的问题更进一步接近实验的真实情况。粘性阻尼和表面张力二者对模式选择的影响中，当波数较小，即表面波的模式较简单时，粘性阻尼的影响起主要作用；相反，当波数较大，即表面波的模式较复杂时，表面张力的影响起主要作用。最后将阻尼项加到理想流体中得到的非线性振幅方程中，对其进行修正。对新的修正方程进行了稳定性分析。结合相平面特点研究了解的性质，得到形成稳定表面波模式的必要条件，给出了不稳定区域。。研究结果表明对已形成的稳态模式来说，它对小的扰动是不会失稳的。

再入尾迹电磁特性的湍流效应研究

本文旨意在于通过探讨高超声速再入尾迹中的湍流等离子体与电磁波相互作用的机理，以及建立能反映此机理的应用性理论模型，从而提供一套可进行目标特性分析的方法，以便为工程部门的突防技术服务。本题目在再入气动物理现象研究中具有重要意义。综合分析指出，地面雷达观测到的非相干散射信号主要来源于再入尾迹的亚密湍流区产生的体积散射。因此，电磁散射特性分析主要针对尾迹亚密湍流等离子体。并且，这里所有的分析都是根据在工程应用中最成熟的一阶畸变波Born近似理论模型。再入尾迹电磁特性的湍流效应研究，着眼点就在于湍流等离子体场的研究。对湍流等离子体场理论模型，本文试图通过模式理论来表达，即求解平均化的全Navier-Stokes方程及其封闭方程k-ε-g模型，从而准确获得流动平均场和脉动场信息。这种表达方式较以前有了较大改进。注意到高超声速流动具有强烈可压缩性的特点，故使用的N-S平均方程由质量加权平均过程产生，湍流模型方程也经过可压缩性修正。方程的离散求解方法，都是运用带矢通量分裂的二阶TVD格式的有限体积法。再入尾迹湍流场的初始条件由近尾迹（底部）流动经N-S方程求解给定，初始值更加准确可靠。尾迹从层流到湍流的转捩过程采用相对成熟的半经验公式确定。飞行器的高超声速再入过程必然导致它周围的空气温度升高，使得流动表现出真实气体效应。对重点考察的湍流流动而言，真实气体效应主要表现为气体处于热化学平衡状态。就工程部门面临的实际问题，把一阶畸变波Born近似的解算方法做些改进，使其能够处理的范围从轴对称尾迹扩展到三维湍流等离子体场是必要的。这为深入的理论分析提供了有力的保障。在能够准确模拟湍流流动的刻划雷达散射截面的基础上，考察亚密湍流等离子体对电磁散射的影响。通过选择的几个有代表性的因素进行讨论，初步结果表明：湍流转捩方式、湍流尺度对尾迹雷达散射截面值计算影响不大，而电子组份脉动能初始值影响较明显，且在特定条件下湍流模型的影响亦不大。但由于湍流模型涉及脉动初始值，其影响需进一步确定。同时，一些今后开展继续此项研究工作的有益建议也提了出来。

均匀来流绕旋转及旋转振荡圆柱绕流研究

该文通过数值方法求解二维不可压Navier-Stokes方程，对均匀来流中静止、旋转和旋转振荡圆柱绕流进行了系统的数值模拟.该文采用有限体积法对控制方程进行离散，选用元结构化四边形网格剖分计算区域，关于速度-压力耦合的处理使用了SIMPLEC方法.经过了大量的数值模拟，分盺166L鸬玫搅苏饧钢秩屏鞯氖的Ｄ饨峁?该文重点是用快速傅里叶变换（FFT）方法对旋转振荡圆柱绕流中的频率耦合现象进行研究，并分析在不同频率耦合作用下涡形成、发展和脱落的规律.

流量配比对Coil增益分布影响的数值研究

利用三维CFD技术,通过求解层流Navier-stokes方程与组分输运方程,对简化后的化学氧碘激光RADICL模型进行数值模拟与分析,结合10种组分和21个基元反应的化学反应模型,对COIL亚声速段横向射流情况下,不同的主副流流量配比对化学氧碘激光器性能的影响进行分析与比较.结果证明,过高或过低的碘分子浓度状态均不利于合理、可观的小信号增益系数产生.存在一个最佳流量配比范围,与之对应的工作状态下,COIL的小信号增益系数会得到显著提高.

氧碘化学激光器超声速段射流工作方式性能的数值研究

氧碘化学激光器(COIL)的混合喷管内发生的是气体动力学、化学反应动力学以及光学等相互耦合的复杂过程,每个过程都对COIL性能有着至关重要的影响.利用3维计算流体动力学技术,通过求解层流Navier-Stokes方程与组分输运方程对简化的氧碘化学激光RADICL模型进行数值模拟与分析,结合10种组分和21个基元反应的化学反应模型,对COIL超声速段射流情况下喷管内的流动及混合情况,尤其是产率、分解率、泵浦率和小信号增益系数的细致3维空间分布进行研究.结果证明超声速段进行射流有利于提高COIL的性能表现,可以充分利用高增益区,光腔位置增益可以达到0.012 cm~(-1),与亚声速段射流相比总压恢复性能提高,混合有待加强.

计算气动弹性若干研究进展

郭永怀和钱学森先生早在1946年提出了上临界马赫数的概念,即对于亚声速的二维无旋流动,当来流速度达到下临界马赫数时开始出现声速.稍增加来流速度,光滑无旋的亚、超声速混合流动可以继续存在,理论上只有当来流速度达到上临界马赫数出现激波后,光滑无旋流动才被破坏.随后,航空工程界先驱们为提高阻力发散马赫数,降低马赫数1附近的飞机阻力,为突破声障,提出了超临界翼型设计技术,引进了后掠翼设计概念,提出了跨声速面积律理论,导致了20世纪军民用航空飞行器的大规模发展,随着计算机技术和计算方法的进步,不同程度地简化流体控制方程的求解方法得到大发展.基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学已广泛应用于飞机性能评估、复杂流动机理分析.目前,气动外形优化设计、气动/结构耦合干扰、气动噪声等多学科问题成为空气动力学的研究热点.该文介绍作者的团队近年来在计算气动弹性研究方面的若干进展,作为对郭永怀先生诞辰100周年的怀念.

高超声速前台阶绕流的计算分析

气动力和气动热的精确计算是高超声速流动分析的关键和难点，一直以来没有得到解决。本 文选择前台阶绕流这一经典问题，分析来流马赫数为10 的氩气流动以及台阶壁面的气动性能。通 过求解Navier-Stokes 方程和直接Monte-Carlo 粒子模拟，得到了高超声速前台阶绕流的精确流 动，并详细分析了计算网格对Navier-Stokes 方程求解结果的影响，同时解释了高超声速流动中热 流和摩阻计算困难的原因。通过壁面边界层的准一维假设，首次提出了壁面热流和剪切力的层流壁 面函数。研究发现，壁面函数很好地描述了高超声速层流边界层内的温度分布和速度分布，为高超 声速流动的气动力和气动热预估提供了有力的工具。

Simulation of gas flow over a micro cylinder

Gas flow over a micro cylinder is simulated using both a compressible Navier-Stokes solver and a hybrid continuum /particle approach. The micro cylinder flow has low Reynolds number because of the small length scale and the low speed, which also indicates that the rarefied gas effect exists in the flow. A cylinder having a diameter of 20 microns is simulated under several flow conditions where the Reynolds number ranges from 2 to 50 and the Mach number varies from 0.1 to 0.8. It is found that the low Reynolds number flow can be compressible even when the Mach number is less than 0.3, and the drag coefficient of the cylinder increases when the Reynolds number decreases. The compressible effect will increase the pressure drag coefficient although the friction coefficient remains nearly unchanged. The rarefied gas effect will reduce both the friction and pressure drag coefficients, and the vortex in the flow may be shrunk or even disappear.

多相聚合物体系相分离动力学的理论和模拟

本文提出了将自洽场理论与多相流格子Boltzmann方法相结合的模型，并从该模型出发推导出了描述动量守恒的Navier-Stokes方程和扩散方程，验证了模型理论上的正确性。应用此模型，对聚合物的相分离过程进行了模拟。 首先证实了本模型最终能够得到正确的热力学平衡结果。对于高分子共混物和嵌段共聚物相分离的动力学过程。在分相各个阶段，对高分子共混物和嵌段共聚物都进行了验证。 其次，应用所提出的格子Boltzmann模型，分别对二元聚合物共混物和二嵌段共聚物的相分离后期相区增长过程进行了研究。 最后，通过模型的进一步扩展，实现了对具有复杂结构的嵌段共聚物和复杂共混物的模拟。

THEORETICAL TREATMENT OF A3B5 CHLORIDE VAPOR-PHASE EPITAXY - GROWTH, DOPING, OPTIMIZATION

A theoretical description of chloride vapour-phase epitaxy (CVPE) has been proposed which contains two-dimensional (2D) gas-dynamic equations for transport of reactive components and kinetic equations for surface growth processes connected by nonlinear adiabatic boundary conditions. No one of these stages is supposed to be the limiting one. Calculated variations of growth rate and impurity concentrations along the growing layer fit experimental data well.