高超声速再入钝头体表面热流计算

采用边界层外缘无黏流场数值求解三维可压缩定常Euler方程,将所得物面压力分布作为边界层外缘条件,用于边界层内跟踪流线的轴对称比拟工程算法,计算高超声速有攻角再入钝头体的表面热流。某钝双锥算例结果表明:算得的表面热流与实验数据吻合很好。该方法较纯工程算法提高了精度,较数值求解整个流场Navi-er-Stokes方程节省计算时间,对准确计算全轨道飞行复杂形状高超声速飞行器表面的热流分布有一定价值,适宜高超声速飞行器方案设计阶段气动热环境预测的需要。     

过渡区DSMC数值模拟的一种自适应当地时间步长新方法

采用优化的DSMC方法,研究了高超声速三维复杂外形飞行器在过渡领域飞行的气动力、热特性。对建立在流场网格和物面网格耦合基础上的三维复杂流场DSMC通用程序进行了变时间步长的优化设计,发展了一种自适应当地时间步长新方法,根据网格内仿真分子的碰撞数,自动调整网格中进行仿真分子运动和碰撞计算的时间步长,有效地提高了程序的计算效率。对比计算了三维复杂飞行器流场压力、热流分布量,飞行器表面气动力、热分布参数,证明了自适应当地时间步长新方法大幅度缩短了流场稳定所需的CPU时间,并且不降低流场模拟结果的精度。     

石英灯加热器热流场计算方法比较

石英灯辐射加热是航天飞行器结构热试验中使用最广泛的气动热模拟方式,获取石英灯加热器辐射流场对提升航天器结构热试验精度、评估试验结果和验证结构设计具有重要意义。文章结合石英灯加热器辐射热流场预示的特点,讨论几种辐射热流场计算模型的适用性,并通过理论、试验与仿真算例相结合的方法,对比分析几种辐射计算软件的计算精度和应用性,给出各计算软件的应用策略,可为试验热环境的准确快速获取提供参考。     

高超声速飞行器复杂流场过渡区DSMC数值模拟的一种新方案

采用DSMC方法,研究了高超声速三维复杂外形飞行器在过渡领域飞行的气动力、热特性.提出了一种对飞行器物面网格与DSMC计算域网格分别标识,进行高超声速复杂流场过渡区DSMC数值模拟的一种新方案,通过判断模拟分子与表面碰撞来完成飞行器物面网格与DSMC计算域网格间的信息传递和信息存贮,对于复杂外形飞行器的精确描述的物面网格不需做进一步处理,直接应用于不依赖于飞行器外形的DSMC计算的通用子程序中.对物面网格的标识、分子的运动及与表面碰撞的判断、流场量的采集的实施方法和细节进行了分析和讨论.仿真计算了三维复杂飞行器流场压力、热流分布量,飞行器表面气动力、气动力矩和气动热参数,证明了采用的方案和技术的有效性.     

稀薄气体效应对尖前缘气动热特性的影响研究

针对未来高超声速巡航飞行器尖化前缘、大升力面的构型特征,分别采用NS方法和DSMC方法,对高超飞行器局部部件的模化外形进行了努森数从0.01~0.5变化时气动特性的计算分析,对比了连续流方法与稀薄流方法所得结果的差异性,给出了稀薄效应对局部气动热特性影响的定量分析,旨在研究局部稀薄气体效应对气动热特性分布的影响规律。结果表明,努森数从0.04~0.5变化时,连续流方法和稀薄流方法所预测的峰值热流差距可达25%~40%,稀薄效应对热流的影响已达到不可忽视的地步。相对于热流而言,物面压力分布对稀薄效应的敏感性较弱,局部热流对这种局部稀薄效应非常敏感。NS方法所预测的结果普遍大于DSMC方法所得结果。
     

空间飞行器最小再入加热外形计算

本文研究确定再入飞行器的最小总加热量气动外形问题。文中首先应用熟知的附面层换热关系式导出再入飞行器表面总热流率和再入飞行全过程的总加热量计算表达式,然后再借助于流场数值介的某些结果和普朗特—梅逸膨胀理论,运用变分法求介具有约定长细比和再入总重量条件下的最小再入加热外形;最后分析阻力系数变化对最小再入加热外形的影响。计算结果表明:在给定再入飞行器总重量和约定长细比的情况下,再入总加热量随阻力系数的增加而减少,最小再入加热外形是平头圆柱体。     

钝化前缘对栅格翼激波干扰与热流分布的影响

采用数值模拟与工程计算相结合的方法对高超音速栅格翼进行了研究,分析了在高超音速 情况下,栅格翼激波干扰对前缘钝度的敏感性以及对栅格翼热流分布产生的影响。结果表明 ：在同等栅格间距下,产生激波干扰的第三临界马赫数随栅格翼前缘钝度的增大而增加,传 统的尖前缘栅格翼理论不适用于钝化前缘外形。另外,激波干扰在栅格翼表面会产生局部的 高热流区域,但此热流峰值与前缘驻点相比仍然较低,因此对栅格翼热防护无额外影响。

     

高超声速飞行器外形热流密度分布计算的高精度方法研究

为提高高超声速条件下飞行器表面热环境的计算精度,发展了高精度算法WCNS-E-5,并开展了热流密度分布的数值计算研究.该算法采用的是五阶精度加权显式非线性格式,结合四阶精度的二阶偏导数差分近似、四阶精度的边界格式,同时还对网格偏导数及温度梯度也离散为四阶精度.通过求解三维Navier-Stokes方程,数值研究了高超声速飞行器外形如钝锥和双椭球体的物面热流密度分布.模拟结果表明,这种保证全流场高精度的WCNS-E-5得到的流场图像清晰、真实.与通常的二阶算法MUSCL对比,WCNS-E-5具有更高的流线分辨率,获得的热流密度更接近于实验测得分布.     

腹支撑对飞行器高超声速试验结果影响的数值计算

用数值求解N-S方程模拟翼身组合体腹支撑干扰流场,研究了高超声速条件下腹支撑对飞行器流场、物面压力和整弹气动特性的影响。研究表明,腹支撑支杆对翼身组合体外形气动特性的影响,比我们通常概念中的影响要小得多,原因在于腹支杆不但在支杆附近产生激波,而且支杆的尾迹对后体及后体弹翼附近流场和表面压力带来很大的影响。腹支杆在支杆附近产生的激波对弹体的轴向力和法向力也产生正的影响,而支杆的尾迹对轴向力和法向力产生负的影响,它们之间的相对大小与来流攻角和Mach数有关,因此在一定的攻角条件下,反而引起轴向力和法向力下降。在本文计算外形和来流条件下,腹支杆的存在使α>1.5°以后的轴向力和α>4°以后的法向力反而下降,α<1.5°的轴向力和α<4°的法向力增大。α>1.5°以后由于支杆引起后体弹翼和弹身上载荷的下降,因此压力中心前移。Mach数越高,支杆的影响稍大。     

钝头飞行器高超声速侧向喷流干扰流场特性研究

采用数值模拟方法求解N-S方程,对高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场中的流动分离和旋涡特性,及其对喷流干扰区压力分布的影响进行了研究。在中小攻角时喷口前存在干扰引起的主分离涡和二次分离涡,喷口前拐角处还存在另一个调和主分离和喷流的第三个马蹄涡,大攻角时这三个马蹄涡消失,干扰规律与中小攻角不同;表面流谱中小攻角时为典型的双分离线和双再附线结构,主分离和二次分离为典型的闭形分离,大攻角时主分离非常靠前,且为鞍、节点结合的开式分离结构,干扰区内的分离为横向分离流动;不同的干扰流场结构导致中小攻角时主分离激波和喷流弓形激波在压力分布产生两个峰值,主分离马蹄涡和喷口前拐角处马蹄涡则产生两个波谷,随攻角增大分离区扩大,波峰和波谷都前移,峰值下降,大攻角时喷口前马蹄涡消失,压力波谷也消失,实验压力分布也从某种程度上验证了大攻角干扰流场特性与中小攻角差别的合理性。研究表明,在不同的攻角状态下高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场分离和旋涡特性有很大的差别,引起喷流干扰区压力分布的明显不同,必然导致对喷流控制效率的严重影响。     

高超声速飞行器前缘缝隙流动数值模拟研究

通过分析高超声速飞行器前缘防热瓦结构,建立了一种开缝前缘的简化模型。针对这一模型的流场通过求解三维可压缩Navier Stokes方程进行了数值模拟。研究了缝隙诱导形成的三维旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。模型圆弧段缝隙肩部倒圆区因存在较强的三维效应形成“常规”高热流区,而缝隙内主旋涡再附致使侧壁上存在一个“非常规”高热流区;模型平直段展向流动诱导缝隙上方出现较强的旋涡运动,同时流动在缝隙倒圆区形成分离涡并于缝隙侧壁面再附,受这些旋涡运动的影响,缝隙肩部倒圆区转变为局部热流低值区,缝隙侧壁上存在局部热流高值区。     

气体辐射与流场耦合对火星进入热环境影响

采用火星大气物理化学模型,求解带辐射源项的三维热化学非平衡N S方程,对探路者号火星探测器进入过程中的高温流场和热环境进行了数值模拟,分析了气体辐射与非平衡流场耦合效应对流场和热流的影响。结果表明：1)探路者号火星探测器流场热化学非平衡效应显著,CO 2 气体发生大规模离解,高度低至 28.5 km 仍存在热力学非平衡效应;2)热力学与化学非平衡效应的影响均与表面催化特性相关,完全催化热流要高于完全非催化热流50%以上;3)高温流场中的CO组分会产生较强的气体辐射加热,辐射热流与对流热流的比值为15%～45%,靠近肩部区域比值最大;4)气体辐射对非平衡流场的冷却效应使激波脱体距离减小;与非耦合方法相比,采用耦合方法得到的辐射热流降低约12%～25%。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型，建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM)，空间离散采用二阶迎风TVD格式，对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算，将数值结果与试验数据进行广泛对比，验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明，火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值，随着飞行高度上升，辐射热流逐渐降低，火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势，并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

局部多孔壁－内腔结构的气动加热瞬态特性

根据超声速飞行器外表面连接结构处密封结构几何特征,以局部多孔壁和内腔结构为研究对象,建立流/固/多孔区域流动和传热过程耦合计算模型,其中多孔区域中运用分布阻力法,流、固区域间换热过程采用准稳态耦合计算方法。经过与相关实验数据进行对比,验证了程序可靠性,并进一步分析在整个长时间瞬态过程中,该密封结构的流动和传热特征,阐明了在瞬态过程中多孔材料等效热流对缝隙壁面的加热作用。研究了有、无多孔材料填充两种情况下缝隙壁面热流分布形态的差异,探讨了缝隙中填充多孔材料对高速流场边界层热气流侵入内腔过程的影响。
     

再入航天飞机表面热流密度辨识

本文给出了求解表面热流密度辨识这一热传导逆问题的顺序函数法。然后以某模型航天飞机迎风中心线上的某特征点为例，将航天飞机再入时的表面热流密度辨识问题简化为一维模型问题，用顺序函数法来对该特征点上的对流加热流密度进行了仿真辨识，得到了较理想的辨识结果。该方法在航天研究领域有着良好的工程应用前景。     

分离式陶瓷基高温热疏导系统的耦合传热特性

对采用高温陶瓷基复合材料的高超声速飞行器分离式热疏导系统,建立了气动加热下 ,高、低热流区材料内导热－辐射与疏导通道内对流换热的耦合传热模型。采用控制容积法 结合蒙特卡罗法计算两区域陶瓷基复合材料内的导热－辐射换热,并与热疏导通道热平衡方 程耦合求解。通过模拟计算,分析了气动加热热流比、辐射散热面积比、材料光学厚度、导 热－辐射参数、对流－辐射参数对热疏导系统传热性能的影响。初步获得了提高分离式热疏 导系统传热性能的各参数调节规律。
     

高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究

对高超声速飞行器鼻锥使用迎风凹腔结构作为热防护系统时,凹腔结构的防热效能进行了数值研究。通过与相关实验对比,验证了本文数值方法的可靠性,获得了鼻锥的流场参数,外表面、凹腔内壁面的热流分布,分析了不同的凹腔尺寸参数选择对鼻锥冷却效果的影响。结果表明迎风凹腔结构能够有效的对高超声速飞行器的鼻锥尤其是驻点区域进行冷却,凹腔越深,其冷却效果越好。鼻锥气动加热的最大热流并不在尖锐唇缘的顶点,而是位于凹腔内的侧壁面上,凹腔的深度(L)变化对最大热流的出现位置影响很小。除非凹腔很浅(L/D<0.5),凹腔底面的热流值都非常小,基本可以忽略。     

高超飞行器表面热效应地面模拟实验研究

文章深入分析高超飞行器与临近空间大气相互作用的基本物理过程,激波加热及粒子碰撞产生等离子体的物理机制,并利用磁热屏蔽效应在高超飞行器模拟器与高速定向流间建立磁化等离子体鞘层,大幅降低中性激波气体向飞行器的能流传递,从而为高超飞行器提供有效的热防护作用。通过两次比对实验验证了磁热屏蔽效应的有效性及工程实施的可行性,为今后研制高韧性、超轻质、可重复使用热防护复合材料提供了实验数据,奠定了技术基础。实验中利用层流等离子体源作为高能流密度热源是热防护实验装备上的创新,层流等离子体源能流截面大、能流密度高,可以针对高超飞行器表面热效应进行全尺寸的模拟实验。     

燃气源控制气流热效应数值模拟研究

为了解迷宫形导热套环与流体之间的热交换对控制气流温度及压力的影响,采用整体求解法求解控制气流与多层套环之间的耦合传热问题。为确保计算结果在物理上的真实性,采用“假密度法”求解以温度T为求解变量的能量方程。计算得到了控制气流参量随时间的变化情况以及迷宫形多层导热套环的温度在不同时间点的分布情况,结果表明流场的三维复杂结构使得每个小孔射流与各层套环的传热情况都不同,流体与固体区域之间的换热量随时间变化,其中内套环和中套环对流体的吸热量随时间的增长而急速下降,从而导致控制气体的温度和压力都随时间而逐渐增大。计算所得的控制气流温度和压力与试验测量值的变化趋势相同,验证了计算方法的有效性。