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利用数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程的方法和多块网格技术,数值模拟了典型高焓激波风洞锥型喷管的三维非平衡流场,分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、组分N2和O2振动温度、马赫数和组分质量分数在轴对称线上的分布,也给出了喷管出口附近的速度和温度沿径向分布等结果,获得了喷管流场的详细信息,并与已经存在的采用轴对称Navier-Stokes方程计算的结果,进行了比较,二者吻合得很好.计算结果表明:目前的代码是可以模拟多块结构网格下的热化学非平衡流动的. 相似文献
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本文从轴对称热化学非平衡N-S方程出发,采用双温度、十一组元反应气体模型,利用隐式NND有限差分格式的时间预处理技术数值求解了FIREII飞船热化学非平衡流场。文中同时给出了七组元模型的计算结果,并进行了结果比较。 相似文献
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热化学非平衡流辐射流场工程计算方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
从耦合辐射的轴对称热化学非平衡 N-S方程出发,采用双温度、1 1组元反应气体模型,耦合修正的Nicolet单温度辐射模型,利用隐式 NND有限差分格式和时间预处理技术数值求解了 FIREII飞船热化学非平衡辐射流场,得到的辐射传热结果与有关实验结果和更细致的热化学非平衡辐射模型的结果进行了比较 相似文献
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为了在电弧风洞更好地开展高超声速飞行器防热材料或结构热考核试验,基于有限体积离散,建立了针对电弧风洞高焓试验状态的多组分热化学非平衡流场数值模拟方法。针对中国空气动力研究与发展中心20MW电弧风洞不同试验模型的高焓流场进行了模拟,获得了试验状态的流场特性和模型表面热流分布,通过与试验测量值比较验证了计算方法。研究发现在喷管出口和试验模型之间的轴向距离很近的情况下,可以采用喷管流场和模型绕流分开模拟。通过对比数值模拟方法中的热化学模型,表明采用Gupta 7组分和5组分空气化学反应数据获得的模型表面热流非常接近,同时相比单温度模型结果,双温度模型结果与试验测量结果更接近。比较了多个状态条件下计算和试验测量获得的试验模型表面热流,发现二者相差都在15%以内,验证了建立的数值方法模拟该风洞高焓流场的可靠性。 相似文献
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耦合求解热化学非平衡流控制方程和烧蚀壁面边界条件,进行存在石墨烧蚀的压缩拐角流场数值模拟。流场化学反应采用16组元(N2,O 2,NO,N,O,NO +,N+2,O +,N+,CO,CO 2,C,C2,C3,CN,e-)29个反应的非平衡模型,热力非平衡的双温度模型下,不同反应采用不同控制温度。石墨材料表面反应包括碳的氧化反应、碳催化的O 原子复合反应和碳的升华反应。对15°、18°、24°压缩拐角模型,在自由流 Ma =10~30,总焓值6~55 MJ/kg 范围,分别进行无烧蚀的壁面催化与非催化条件和石墨烧蚀条件下的流场计算,分析各类条件下的流场结构、流动分离特性以及流场热化学参数分布特点,研究壁面条件对流动特性的影响。结果表明:流动分离可能性和分离区范围随着压缩拐角斜面倾角增大而增大,随来流马赫数增大而减小;相对于低壁温条件,无烧蚀的辐射平衡壁温和壁面烧蚀条件下流动分离区增大,斜面上压力、摩阻和热流峰值点也有所后移。 相似文献
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真实气体流动的相似规律 总被引:8,自引:0,他引:8
本文从具有化学反应的NS方程出发导出了真实气体流动的相似律,分别给出了高温空气非平衡流、平衡流和冻结流的相似参数。文中还讨论了航天飞机轨道器各种Mach数范围内的真实气体流动的相似参数和实验模拟问题。 相似文献
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均匀磁场中高超声速弱电离气体流动数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
采用7组元化学模型并应用组分公式计算电导率,通过求解黏性MHD(magneto-hydro-dy-namics)方程组,研究了不同强度均匀磁场对三维钝头体高超声速绕流化学非平衡流动的影响.结果表明,随着磁场的增强,激波脱体距离逐渐增加;总阻力系数和壁面温度逐渐减小.在By=0.03 T磁场作用下,与无磁场的结果相比,化学非平衡流中的激波脱体距离增加约7%,总阻力系数减小约5%,局部壁面温度最大降低74%;而冻结流中的激波脱体距离增加约43%,总阻力系数减小约6.9%,局部壁面温度最大降低18%. 相似文献
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为了研究黏度和导热系数对边界层内基本流和流动稳定性的影响,首先通过分析比较Sutherland公式和目前常用的Gupta等人的拟合关系式,建立了高温气体下黏度和导热系数的计算模型,并分别将Sutherland公式和新建立的计算模型应用于7组元化学平衡流的平板模型,在马赫数为10,16和20,飞行高度为30-5km等条件下分别对黏度和导热系数的模型进行比较.计算结果表明:在高温范围内,黏度和导热系数均影响着边界层的基本流、流动稳定性及转捩预测,且两者影响的趋势相反,黏度的增加、导热系数的减小都能使扰动的增长率变大,增长区变宽,转捩位置提前. 相似文献
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随着流动马赫数和温度的变化,热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数条件下的超燃冲压发动机冷态流动的影响,对三个经典的超燃冲压发动机模型,包括JAXA Ma12-02超燃冲压发动机,DLR超燃冲压发动机,以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机,分别采用三种热力学模型进行模拟,包括量热完全气体模型(对应冻结流动),单温度模型(对应热力学平衡流动)以及双温度模型(对应热力学非平衡流动)。计算结果表明,热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响:从整体上来说,双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后,比单温度模型计算结果靠前;不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近,而随着向下游发展,波系位置的差别逐渐增大,这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果;在发动机前段,双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言,热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。 相似文献
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化学非平衡边界层绕流计算 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍用化学非平衡边界层方程组,数值计算高超声速钝头体绕流流场、组元浓度和电子密度分布情况。计算中考虑了电离空气的七种主要成分以及相互间的化学反应,比较了变熵、普朗特数及Lewis数的影响,讨论了完全催化壁和非催化壁两种情况,计算结果与文献及试验进行了比较,结果令人满意。 相似文献
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