壁面非平衡复相催化反应及其对传热的影响

本文在理想吸附层假定下对两种常见的复相催化反应模型导出了反应速度表达式，分析了反应级数的变化规律和范围，采用新定义的“壁面催化非平衡系数”作为表征壁面非平衡催化工况的准参则数，用粘性激波层法计算分析了壁面非平衡催化效应对驻点区壁面热流的影响规律。     

带座舱飞船高超声速再入非平衡流场的数值研究

本文针对带座舱飞船高超声速再入大气层过程中存在的严重气动加热现象 ,利用简单隐式TVD差分格式和激波捕捉法 ,数值求解三维化学非平衡Navier Stokes方程 ,其中化学模型是 7组分 1 5个化学反应的空气化学模型 ,对带座舱飞船再入高度为 70km和速度为6 7km/s的化学非平衡流场进行了数值模拟 ,给出了带座舱飞船再入迎角为 0°,1 0°和 2 0°情况下的壁面热流、表面压力和电子数密度等参数分布     

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.      

COIL化学非平衡流动的一种解耦方法研究

提出了一种计算氧碘化学激光器化学非平衡流动的解耦方法.求解二维可压缩非定常N-S方程及组分连续方程,计算氧碘化学激光器中的组分混合反应流场.空间离散格式为AUSM up格式,用四步龙格-库塔方法作显式时间推进.假设混合气体为热力学完全而热值非完全气体,化学反应模型采用有限速率反应模型.使用一种"点隐式"方法来处理化学源项的刚性问题.计算结果表明本文方法可以有效解决计算中的刚性问题,与现有隐式算法相比减少了大量的矩阵运算,公式推导简单,易于实现和改进.     

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,     

火星探测器气动热环境和气动力特性的数值模拟研究

针对探测器进入火星大气过程中的高温气体非平衡效应及其气动热环境和气动力特性的精确预测问题,考虑火星大气高温混合气体的化学反应、束缚电子能激发效应、分子振动能激发效应和非平衡效应,以及不同表面催化特性和表面温度条件的影响,建立了数值模拟热化学非平衡流场的计算方法,并通过与平头圆柱试验模型和MESUR火星探测器的试验与计算数据对比分析,验证了计算方法的可行性与有效性,然后对典型火星探测器的气动热环境和气动力特性进行了数值模拟分析。研究结果表明:1)对于本文的计算状态情况,火星探测器流场中化学非平衡效应非常严重,存在一定的热力学非平衡效应;2)热力学模型、化学反应模型和表面催化特性对气动热计算有着重要影响;3)气体模型对气动力特性的预测影响较大,表面温度条件和表面催化特性对气动力系数的计算影响较小。     

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。     

热与化学耦合非平衡对热流和电子密度的影响

采用单、双温度模型两种粘性激波层方程组对弹头驻点区非平衡流场作了数值模拟。计算结果表明，在算例条件下热非平衡与化学非平衡的耦合效应对壁面热流和电子密度有明显影响。文中给出了完全催化壁和非催化壁两种情况下以及采用不同振动松弛时间公式时上述影响的变化规律。     

再入飞行中DSMC与Navier-Stokes两种模型的计算与分析

首次提出了再入飞行过程中"小Knudsen数特征区(即[Kn1,Kn2]域)"的概念,并用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)算法与求解Navier-Stokes方程两种模型详细研究了在这个区域中的流动.数值计算表明:采用王保国教授课题组自己编制的DSMC源程序和求解多组分、考虑热力学非平衡以及化学反应非平衡、弱守恒型Navi...     

化学非平衡边界层绕流计算

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。     

有化学反应的气体的非平衡数值模拟

利用三温度动态模型,对具有化学反应的强正激波后的高温气体的非平衡流动进行了数值模拟,在较宽的马赫数范围内（6～26）,计算出了各种气动参数及气体组分在非平衡区随时间的变化历程,并与有关文献进行了比较。     

稀薄流热化学非平衡效应的DSMC研究

以钝体绕流驻点线流场为例，应用直接仿真蒙特卡罗法，模拟了五组元混合气体（Ｎ２，Ｏ２，Ｎ，Ｏ，ＮＯ）中的碰撞能松弛，离散反应，交换反应及复合反应，给出了碰撞分子各自由度间的能量交换模式及各类化学反应的选择模式。ＤＳＭＣ仿真结果与宏观粘性激波层方程计算结果，在飞行高度较低时基本相符，表明采用的热化学非平衡非模式是令人满意的，随着飞行高度增高稀薄气体效应增大，二者在激波附近有显著差异，表明高空飞行必须考     

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。     

高速高温流场电子能非平衡的数值模拟

采用描述电子能非平衡的三温度模型,结合11组分空气的化学反应模型,对多种高速高温热化学非平衡流场开展数值模拟,并与描述电子能平衡的两温度模型结果进行对比,研究电子能非平衡对高超声速流场特性的影响。圆球弹道靶试验算例表明电子能非平衡不影响激波脱体距离。RAM-C II飞行器的4个飞行工况算例表明,尽管两温度和三温度模型结果存在差异,但二者电子数密度分布的趋势和量级接近,均可与飞行试验数据保持一致,其中三温度模型的预测效果更好。FIRE II飞行器极高温流场模拟结果显示,电子能非平衡几乎不影响飞行器表面的对流传热。     

高超声速喷管非平衡黏性流动的数值研究

分别采用平衡气体模型、化学非平衡气体模型和热化学非平衡气体模型,通过求解轴对称Navier-Stokes方程组,数值模拟了法国Marseille高焓激波风洞锥型喷管(H₀=10.3MJ/kg),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、振动温度、马赫数和组分质量数在轴对称线上的分布与喷管出口附近的速度和温度沿径向分布等结果。计算结果表明:化学反应速度加快,会导致喷管出口温度增加,振动能的冻结会导致喷管出口温度降低。     

化学非平衡喷管流计算方法的研究

本文提供了考虑化学反应非平衡和振动非平衡的喷管流动计算方法。在忽略扩散、粘性和热传导及辐射损失的假设下，得到完全气体一维定常流动方程，再加上振动能松驰方程和化学反应速率方程即可数值积分求解。采用扰动法得到接近平衡流的一组积分初值。采用“逆积分方法”求解通过喉道。计算结果是令人满意的。     

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.     

激波后高温高速流场中的传热特性研究

激波后高温、高速流场中的热力学与传热特性分析是直接涉及到飞行器热防护设计与传热分析的关键问题之一,借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率总变差减小(TVD)格式进行求解,计算与研究了Apollo工程AS-202返回舱再入地球大气层的6个飞行工况(飞行马赫数15.52～22.63)以及Huygens飞行器再入土卫六大气层的6个工况(飞行马赫数17.29～24.47),分析了不同工况下弓形脱体激波后高温高速流场的热力学与传热特性,计算得到了沿壁面的热流密度分布、温度分布以及Stanton数分布,并与国外相关飞行数据进行了比较,两者吻合较好.相关计算可以指导有关飞行器的热防护设计.