局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。     

辐射加热对返回舱气动热环境影响的数值研究

基于高超声速再入飞行器气动热环境预测分析的需要,建立了高温非平衡气体辐射加热对飞行器热环境影响的计算分析手段。采用数值求解化学非平衡N-S方程的方法,对返回舱绕流流场进行模拟,获得高温空气组分质量分数和温度等流场参数分布。基于辐射传输方程,考虑高温气体组分的主要辐射机制,计算分析高温流场气体辐射加热对返回舱热环境的影响。分析表明,在同一飞行弹道条件下,返回舱大底半径尺寸对气动加热的影响较大,在再入热环境严酷区,辐射加热对物面总热流的贡献达30!;产生辐射加热效应的主要机制是高温流场中O和N原子产生连续谱和线状谱以及N2的第一正带系;物面催化效应对辐射加热影响不大。     

高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究

针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应,建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法,完善了高超声速飞行器气动物理流场计算软件(AEROPH_Flow)。在表面材料为碳-碳(C-C)条件下,对飞行高度为65km和飞行速度为8,10km/s的半球以及飞行高度为50km和飞行速度为8km/s的球锥模型,开展了表面温度分布与气动热的耦合计算,验证了计算方法和计算软件,分析了表面温度分布对气动热环境的影响。研究结果表明:表面温度分布对气动热的计算结果有较大影响,在气动热环境的预测中,不仅要考虑热化学非平衡效应和表面催化效应的影响,还要考虑表面温度分布的影响,最好是采用表面温度分布与气动热耦合计算的方法,以减小表面温度分布对气动热计算结果的影响。为此,需要发展完善非平衡流场/表面催化和烧蚀/热传导温度场(气/表/固)的计算模型、耦合求解技术和计算软件,实现对高超声速飞行器的真实飞行条件下高温气体非平衡效应和气动热环境的精确模拟。     

三维等离子体MHD气动热环境数值模拟

电磁流动控制技术是一个多学科交叉融合的重要研究方向,在高超声速飞行器气动特性优化、气动热环境减缓、边界层转捩和等离子体分布等流动控制方面显示出广阔的应用前景。考虑高超声速飞行器绕流流场中发生的离解、复合、电离和置换等化学反应,气体分子振动能激发以及化学非平衡效应,耦合电磁场作用并基于低磁雷诺数假设,通过数值模拟求解三维非平衡Navier-Stokes流场控制方程和Maxwell电磁场控制方程,建立磁场与三维等离子体流场耦合数值模拟方法及程序,采用典型算例进行考核。在此基础上,开展不同条件下磁场对再入三维等离子体流场以及气动热环境影响分析。研究表明:建立的高超声速飞行器的等离子体流场与磁场耦合计算方法及程序,其数值模拟结果与文献符合,外加磁场使飞行器头部弓形激波外推,磁场强度越强,激波面外推距离越大;不同磁场强度环境下,流场中温度峰值大小略有变化,变化幅度较小;磁场对绝大部分区域的热流有减缓作用,作用的大小与飞行高度、马赫数以及磁场的配置紧密相关;当前的计算条件下,飞行的高度越高,磁场的作用越明显。     

完全催化壁驻点高超声速流动加热地面模拟方法研究

在地面高焓风洞中准确模拟高超声速头部驻点区化学反应流动加热,从平衡边界层和冻结边界层驻点气动加热公式出发,分析了离解焓对不同催化特性驻点加热的影响、地面风洞非平衡来流条件下头激波后的流场参数变化规律和与天上飞行条件的差异,分析了壁面催化特性对流场参数的影响,建立了地面高焓风洞模拟完全催化壁驻点气动加热的模拟准则:只要在风洞条件下实现对驻点压力ps、驻点速度梯度βe、来流总焓hs的模拟,则能够复现天上状态的气动热载荷。针对不同半径的飞行器头部驻点开展化学非平衡流场数值模拟进行了验证,表明:地面风洞无法完全模拟飞行器头部绕流流场参数,材料的催化特性对壁面附近流场中的N、O组元和壁面热流影响较大;地面风洞采用半径1∶1的模型模拟完全催化壁驻点加热会偏低于天上状态,而根据三参数模拟准则确定的模型尺寸能够同时复现天上状态驻点区的焓、压力、热流,且随着飞行器头部半径增大头部驻点线近壁面附近的温度、组元N、O梯度与天上会趋于一致。     

横向喷流干扰中的真实气体效应研究

建立了包括湍流、两相流和非平衡化学反应模型的统一算法,并对横喷干扰流动中的高温异质喷流、两相流、非平衡燃烧效应分别进行了计算分析。研究表明,非平衡燃烧效应对干扰流场及模型气动力的影响最大,高温异质喷流次之,两相流效应的影响最小;非平衡燃烧是引起冷、热喷条件下轴向力系数出现明显差异的最主要因素;虽然固相颗粒本身对干扰流场影响非常小,但它会从造成气相质量流率损失的角度对流动产生影响。因此,在风洞试验的模拟准则中应对上述因素予以考虑。     

高温化学非平衡湍流边界层直接数值模拟

高超声速飞行器在特定工况下飞行时，其表面会存在湍流与化学非平衡耦合作用，但考虑化学反应的高温湍流边界层的研究工作还十分有限。选取高超声速楔形体头部斜激波后的流动状态，分别采用热完全气体模型、空气化学反应模型开展直接数值模拟(DNS)研究，对比分析了化学非平衡效应对湍流统计量、湍流脉动量的影响趋势，并研究了高温湍流边界层标度律。计算结果表明，以吸热离解反应为主的化学非平衡效应会使边界层平均温度和脉动温度显著降低，但对平均速度剖面、速度脉动、雷诺应力的影响较小；在高温化学非平衡湍流边界层的对数区，各流动参数的拓展自相似理论的相对标度指数基本符合标度律。     

含碱金属杂质的高超声速烧蚀流场特性数值模拟

针对高超声速飞行器的烧蚀现象,采用Newton迭代的空间推进方法,数值求解化学非平衡的抛物化Navier-Stokes(PNS)方程.以黏胶基碳布-氨酚醛树脂为烧蚀材料,建立了含碱金属杂质的18组分33反应的化学反应模型,计算了小钝锥体的壁面温度,并和现有文献结果进行对比验证.在此基础上,对含碱金属杂质的高超声速烧蚀流场进行了模拟,深入分析了含碱金属杂质的烧蚀反应对流场温度、压力和电子数密度的影响.结果表明:烧蚀反应使得流场温度较非烧蚀情况增加了10%~15%;考虑碱金属杂质Na后,流场电子数密度增大了1~2个数量级.      

燃烧加热风洞中水蒸气相变的数值研究

采用带有非平衡相变模型和考虑高温气体效应的平衡流动模型的数值方法,模拟了燃烧加热高超声速风洞中燃烧生成的水蒸气在喷管流动中发生相变的物理过程,研究了水蒸气凝结对下游流场参数的影响和凝结后气流进入试验段时尖劈模型斜激波后发生液滴蒸发两种典型情况。研究表明,凝结产生的潜热使试验气流参数偏离初始设定的风洞出口模拟流场;在流场中产生的凝结激波,将加剧凝结对风洞出口参数的均匀性的影响;对出口马赫数为6的喷管,为了模拟静温为220K的高超声速飞行环境,水蒸气的凝结将难以避免;带液滴试验气流经斜劈压缩后液滴蒸发,斜激波后气流热力学参数不能恢复到无相变时斜激波后的状态,将影响模型实验的测力等数据。     

电弧风洞高焓流场模拟与气动热校核研究

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。     

Numerical simulation of hypersonic thermochemical nonequilibrium flows using nonlinear coupled constitutive relations

To predict aeroheating performance of hypersonic vehicles accurately in thermochemical nonequilibrium flows accompanied by rarefaction effect, a Nonlinear Coupled Constitutive Relations (NCCR) model coupled with Gupta’s chemical models and Park’s two-temperature model is firstly proposed in this paper. Three typical cases are intensively investigated for further validation, including hypersonic flows over a two-dimensional cylinder, a RAM-C II flight vehicle and a type HTV-2 flight vehicle. The results predicted by NCCR solution, such as heat flux coefficient and electron number densities, are in better agreement with those of direct simulation Monte Carlo or flight data than Navier-Stokes equations, especially in the extremely nonequilibrium regions, which indicates the potential of the newly-developed solution to capture both thermochemical and rarefied nonequilibrium effects. The comparisons between the present solver and NCCR model without a two-temperature model are also conducted to demonstrate the significance of vibrational energy source term in the accurate simulation of high-Mach flows.     

热力学非平衡对超燃冲压发动机冷态流动影响研究

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。     

NNW-HyFLOW高超声速流动模拟软件框架设计

NNW-HyFLOW在国家数值风洞（NNW）工程支持下,由风雷开源软件提供基础框架支撑,将建设成为基于结构/非结构混合网格,面向高超声速应用领域的国产自主工业CFD软件,具备高温气体热化学非平衡效应模拟及其相关气动力、气动热和气动物理特性计算分析等主要特色功能。本文从框架设计、数据结构、耦合方法、并行计算方法以及接口设计等方面对软件设计思想和框架特点进行了介绍,给出了求解器采用的理论模型、核心数值算法及其实现方法,结合HEG风洞试验、RAM-C飞行试验、Electre飞行试验以及航天飞机OV102飞行试验等典型算例开展了数值模拟。研究表明：NNW-HyFLOW具有底层代码复用、功能兼容性好、扩展能力强和接口灵活等优点,其当前测试版本已经具备了较好的高超声速非平衡流动数值模拟能力,在热化学非平衡效应及其影响的气动力特性、气动热环境和等离子体分布特性预测与评估方面,具有较高的数值计算精准度,初步满足了高超声速复杂飞行器高温非平衡流动数值模拟的需求。     

高温高速稀薄流的DSMC算法与流场传热分析

在非结构网格下,研究了热力学碰撞传能的6种方式和化学反应的8种类型,详细给出了上述碰撞传能和化学反应碰撞类型的子程序计算框图.在可变硬球(VHS)分子模型、Borgnakke-Larsen唯象模型、Bird的化学反应几率模型以及壁面CLL(Cercignani-Lampis-Lord)反射模型的基础上,用Fortran语言编制了能够模拟内能松弛、热力学非平衡和化学非平衡的稀薄气体DSMC(direct si mulation Monte-Carlo)源程序,在地球大气层和火星大气层中完成了Ballute减速装置的8个工况计算(其中Knudsen数从0.05变到30.0,飞行Mach数从26.3变到11.2),并与NASA Langley研究中心2007年发表的计算结果作了比较,本文的结果令人满意.另外,这里用|T-T_v|/T去分析热力学非平衡,用Damk hler数去分析化学反应非平衡,用Stan-ton数去分析飞行器壁面的传热效果,所有这些分析对高温部件的热防护设计十分有益.      

超音进气道流场的数值计算

用Jameson的有限体积法,对某型号飞机在不同飞行状态下的进气道流场进行了数值模拟。求解的控制方程为三维非定常N-S方程。在对流项的计算上用二阶中心差分有限体积法,粘性项的计算则采用作者在［1］中发表的一种有限体积框架下的新的离散化技术,时间方向用多步Runge-Kutta方法进行推进,以增大CFL条件数。湍流模型则采用Baldwin-Lomax代数模型。求解过程中还采用了当地时间步长,隐式残量平均、人工粘性等加速收敛技巧。最后给出了各种飞行状态下进气逼出口截面的平均总压恢复与总压畸变,得出了比较满意的结果。     

用运动嵌套网格方法数值模拟旋翼前飞非定常流场

通过求解Ｅｕｌｅｒ方程数值模拟了直升机旋翼前飞非定常流场。为了模拟包括旋转、周期性变距和周期性挥舞的非定常运动,本文采用了一种能够快速完成重叠网格间流场信息交换的运动嵌套网格方法。空间采用中心平均的有限体积法进行离散,时间方向采用双时间法隐式推进求解。为了验证方法的正确性,数值模拟了悬停流场,数值结果和实验值吻合很好。尽管前飞状态的计算没有实验验证,但计算结果与其它文献计算结果吻合很好。     

高马赫数下横/逆向喷流干扰流场数值研究

横向喷流和逆向喷流广泛用于高超声速飞行器气动力与气动热控制。采用格心型非结构有限体积法求解基于三温度热化学非平衡模型的全Navier-Stokes方程,对高空、高马赫数来流条件下二维圆柱状构型飞行器的喷流干扰流场进行数值模拟,研究了仅存在横向或逆向喷流以及横/逆向喷流同时存在时的复杂流场结构以及喷流降低热流、减阻、改善升力的具体效果。通过控制变量的方法,探究了不同参数（马赫数、静压）的喷流对流场结构及飞行器的气动力、气动热的影响规律。结果表明：在一定条件下,当逆向喷流与横向喷流同时存在时,下游的横向喷流可以影响到上游的逆向喷流流场结构;逆向喷流可以显著减小高超飞行器阻力,并降低头部壁面热流峰值,而横向喷流对高超飞行器的升力特性有一定提高;在横向喷流已用于飞行器姿态控制的情况下,一定条件下可以同时使用逆向喷流,既可以减阻、又可以降低热流峰值,还可以提升升力。     

电弧风洞内球锥全目标绕流场计算分析

针对电弧风洞高焓气体来流条件,通过数值求解三维化学非平衡Navier-Stokes方程,分析无烧蚀球锥全目标绕流场真实气体效应.考虑空气电离化学反应系统,包含7个化学组元和6个反应方程.差分算法是隐式NND格式.依据实验来流条件,计算了不同壁温及不同壁面催化特性下的流场结构和电子数密度,观察了来流非均匀性的影响.结果表明.尾迹区对模拟条件较敏感,其电子数密度随壁温降低而升高,完全催化壁的电子数密度约比非催化壁低近一个量级,实验状态的计算应采用风洞实际来流条件,     

Nonequilibrium recombination after a curved shock wave

The effect of nonequilibrium recombination after a curved two-dimensional shock wave in a hypervelocity dissociating flow of an inviscid Lighthill–Freeman gas is considered. An analytical solution is obtained with the effective shock values derived by Hornung (1976) [5] and the assumption that the flow is ‘quasi-frozen’ after a thin dissociating layer near the shock. The solution gives the expression of dissociation fraction as a function of temperature on a streamline. A rule of thumb can then be provided to check the validity of binary scaling for experimental conditions and a tool to determine the limiting streamline that delineates the validity zone of binary scaling. The effects on the nonequilibrium chemical reaction of the large difference in free stream temperature between free-piston shock tunnel and equivalent flight conditions are discussed. Numerical examples are presented and the results are compared with solutions obtained with two-dimensional Euler equations using the code of Candler (1988) [10].     

微型飞行器低雷诺数矩形扑翼非定常气动特性的数值模拟

采用双时间步方法求解三维可压缩非定常N-S方程,数值模拟了微型飞行器低雷诺数矩形扑翼的非定常绕流,首先将得到的结果与文献进行了对比,数据间具有较好的一致性.然后针对不同的展弦比、减缩频率及初始攻角,计算了矩形扑翼的非定常气动特性及表面流态和动态压力分布,并分析了翼尖涡对扑翼非定常气动特性的影响.