航天器再入大气层热力分析

以OREX（orbital reentry experiment vehicle）的飞行试验数据和相关的CFD数值模拟结果为基础,采用传热理论及相关公式,分析计算了OREX再入大气层过程中的轨迹,驻点处热流密度非平衡假设和平衡假设下的换热问题.所计算的轨迹、热流密度非平衡假设下计算的驻点温度和热流密度值同试验数据及相关的CFD数值结果取得了很好的一致,相应的计算方法可作为航天器驻点热力分析的通式.然而在平衡假设条件下,尽管计算所得到的驻点热流密度与之前的CFD数值结果差别不大,但这种情况下计算得到的温度与试验数据不符,这应归结于计算的热流密度结果对驻点处温度变化的不敏感.比较非平衡假设和平衡假设下的换热计算结果表明,对于航天器再入过程中的热力探讨不能仅仅满足于热流密度分析,对温度的考察或许更重要.      

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。     

用于驻点烧蚀试验的5kW等离子体发生器设计

为了研究再入大气层时,飞行器所遭受的烧蚀情况和其外壳材料的热防护作用,围绕地面模拟再入环境的小型等离子体风洞系统,从等离子体发生器的功率计算和阴极、阳极结构参数入手,设计了用于驻点烧蚀试验的5kW级别小功率等离子体发生器。采用局域热力学平衡的方法,选择工作电流分别为90A,100A,110A和120A,对等离子体发生器性能的影响进行了研究。利用实验室真空系统与电源设备,开展初步点火试验,验证了等离子体发生器的基本性能。结果表明:与仿真计算结果相比,设计状态工质下的放电电压误差为8%,点火试验测得的放电电压误差为6.25%,参数对比验证了等离子体发生器仿真模型计算可靠,设计的等离子体发生器符合预期,工作正常。     

发射飞行器头部两种流态的分析及计算研究

发射飞行器头部锥柱连接点后,随M∞的变化,存在分离和附着两种流动状态.本文通过数值模拟在跨声速零攻角得到了这两种流态;其后通过分析阐明了流动结构,并得到了计算结果的验证.     

高超声速再入飞船气体热辐射计算边界虚网格方法

针对再入飞行器激波层辐射加热,应用有限体积法计算辐射传输方程,引入了一种边界处理方式——虚网格方法,根据化学非平衡流场数据,计算出飞行器表面辐射加热热流。通过分析发现:采用虚网格方法处理辐射传输边界,能够确保真正的边界条件得到应用,满足真实的物理意义,且辐射传输计算的空间网格、立体角网格、初始温度值的收敛性很好,计算结果精度误差小于2.5%。利用虚网格方法计算飞船再入返回时的辐射加热,结果表明计算所得壁面辐射热流与其他研究者辐射热流计算结果符合良好。      

基于流线跟踪法的气动热工程计算研究

运用结构化网格求解三维Euler方程,计算得到边界层外缘无粘流场气流参数;利用无粘流场气流参数和表面流函数的方法计算了飞行器无粘表面流线分布;在理论和半经验公式的基础上,计算了定比热比和变比热比情况下驻点热流密度,非驻点区域采用参考焓、局部相似性等方法来确定飞行器表面的气动加热,实现了数值算法与工程算法的耦合.上述方法用于求解高超声速钝双锥的表面热流分布,计算结果与经典的热流公式和实验结果进行对比,平均精度为10%左右,满足高超声速飞行器概念研究和初步设计的需要.      

火星大气高温光谱建模与非平衡辐射热流预测

火星科学实验室成功着陆后的热环境重构数据表明，气动辐射加热在火星进入防热设计中具有不同于以往认识的重要影响，未知机制和模型不确定性等问题有待进一步研究。探测器高速进入火星大气产生极高温非平衡气动环境，造成火星气动辐射与常规CO₂红外辐射研究显著不同。针对火星大气高温光谱和辐射热流预测，首先，建立适用于火星大气的高温非平衡光谱辐射模型，获得典型高温条件CO₂光谱结构和辐射强度，与NASA和JAXA试验结果对比，结果显示符合较好。其次，依靠激波管和发射光谱测量技术，开展典型进入条件的辐射强度测量试验，数值结果、试验值和NASA试验结果相互符合较好，验证了光谱模型。最后，对探路者号进行气动辐射加热分析，完成典型进入条件下的非平衡流动和辐射特性计算，基于光线法得到光谱辐射强度沿驻点线的变化，表明高速与低速条件的气动辐射机制存在显著差异；基于有限体积法获得进入器表面辐射热流分布，结果显示辐射热流的分布及变化规律与地球再入显著不同，进入速度6 km/s以下时辐射热流随进入速度增加而减小，同时进入器锥身及肩部的辐射热流高于驻点区域。     

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。     

再入飞行器压心测量方法研究

在常规测力风洞试验中,测量天平可以测量出飞行器的气动力和对飞行器质心的气动力矩,按照常规的压力中心计算方法,求得的压力中心位置为气动力作用线与飞行器纵轴的交点,而不是飞行器真实压力中心的准确位置。针对再入飞行器风洞试验常规压心测量无法反映压心确切位置的问题,通过攻角连续变化和数据实时采集技术对再入飞行器压力中心进行了研究,得到了飞行器压力中心具体位置的测量与计算方法,以及其随攻角变化的变化规律。结果表明,得到的计算方法可以准确得到再入飞行器的压心位置。同时还导出了CN和CA分别对飞行器质心产生的俯仰力矩大小的影响:随着攻角的负向增加,CA对Cm的贡献逐渐增加,CN对Cm的贡献逐渐减小,压力中心实际轴向位置和常规计算值中压力中心和纵轴交点位置的差量逐渐增大,而压力中心的法向坐标值并不大;对于再入飞行器,CA对Cm的贡献很大,不能忽略或简化。     

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。     

再入飞行器烧蚀热防护一体化计算方法

针对再入飞行器烧蚀热防护系统烧蚀与瞬态温度耦合响应预测问题,提出了一体化计算方法,为再入飞行器烧蚀热防护设计提供包括气动热、烧蚀后退、瞬态温度响应在内的动态响应预测依据。该方法采用Sutton-Graves和Tauber-Sutton理论计算驻点的对流热流和辐射热流,通过表面能量平衡整合具有较高精度的烧蚀模型,并通过Landau变换简化烧蚀后退带来的节点删除过程并保证空间离散精度,最后求解瞬态有限差分热传导方程获得烧蚀热防护系统的热环境、烧蚀过程和温度响应。通过对比计算碳-碳材料钝头体地球再入过程和酚醛浸渍基碳烧蚀体（PICA）材料电弧风洞烧蚀模拟,对该方法对于不同材料体系的适用性进行了验证。计算结果表明：对于密度较高的碳-碳材料,本文计算结果与经典的热平衡积分法吻合较好,偏差在7%以内;而对于低密度材料（如烧蚀性能对压力高度敏感的PICA材料）,随着热流和压力的增大,预测偏差逐渐增大。所提出的方法实现了气动热、烧蚀、瞬态温度响应耦合过程的一体化计算,在保证精度的前提下实现快速计算分析,为再入飞行器烧蚀热防护设计提供依据。     

高速再入飞行试验再入条件优化设计

飞行器返回再入时将经历极高的气动热环境,因此深空探测返回飞行器,尤其是载人飞船需要通过实际飞行试验验证相关性能,为降低成本和研制风险,通常采用大再入角和相对第二宇宙速度较低的再入速度进行飞行试验。为获得能实现高热流密度验证的最小能量再入任务方案,采用优化设计手段对飞行试验的再入角和速度以及倾侧角控制进行设计,经仿真分析表明,优化结果可达到飞行试验要求的热流密度,并可将再入速度需求降低约2．1 km／s。     

稀薄过渡流中简单外形体气动特性的实验与工程计算方法

本文扼要介绍简单外形体在低密度高超声速风洞中的实验及稀薄过渡流态下工程计算方法的特点和类型。 在实验数据和有关文献的基础上,本文对零攻角尖、钝锥阻力系数、横流圆柱体的驻点Nusselt数、零攻角半球柱体的驻点Stanton数等,给出了较为简便的经验公式或近似公式,计算结果与实验数据作了比较和讨论。     

升力式再入飞行器离轨制动研究

针对一种升力式再入飞行器———通用航空飞行器进行全球攻击时离轨推力的控制和相应的下降轨道特点,对其再入角的选择等关键技术进行了深入分析,最终得到了依据远地点半径和可施加的Δv的范围来确定最优离轨推力角和下降椭圆轨道的有工程意义的结论。在此基础上进一步分析了切线制动和非切线制动的再入轨道特点,同时依据已知条件得到了再入角的最佳控制范围。所得结论亦可用于一般升力式再入飞行器初步轨迹的设计。     

空间再入充气结构的流固及热固单向耦合研究

为描述空间再入充气结构的非线性结构动力学行为,基于二维坐标系计算了再入返回过程中的弹道方程,利用CFD数值模拟研究了不同再入高度处的流场及表面热流分布。同时基于有限元理论建立了空间再入充气结构的有限元模型,研究了充气压力、薄膜厚度等材料非线性因素对静力学特性和模态特征的影响,并利用流固及热固单向耦合的方法,分析了考虑高超声速流场气动压力和气动热作用下空间再入充气结构的特性变化。研究表明:驻点最大热流密度随半锥角的增大而减小,随初始再入角的增大而增大;当飞行高度大于40km时需着重考虑气动加热效应对结构热应力及热模态的影响,而飞行高度小于40km时气动压力对结构静应力及模态特征影响更大。     

平衡气体对乘波体气动力热特性影响

针对乘波体在高空以高马赫数飞行时的特点,给出了一种考虑高温平衡气体效应的乘波体设计方法,并通过数值模拟的方法研究了高空高马赫数飞行条件下高温平衡气体对乘波体气动特性的影响。研究结果表明,相对于完全气体,平衡气体对乘波体的气动力特性影响不大,但对乘波体的前缘驻点区和下表面的热流及辐射平衡温度有较大的影响。另外在乘波体较为适宜的飞行攻角范围内,攻角的增大不会显著改变平衡气体效应对乘波体气动力特性的影响,也不会显著改变平衡气体效应对乘波体前缘驻点区的热流与辐射平衡温度的影响,但却会在一定程度上减小平衡气体效应对乘波体下表面的气动热及辐射平衡温度的影响区域。     

高超声速再入飞行器头部辐射加热特性研究

高超声速再入飞行器的热环境特性是热防护设计的重要基础。它主要包括辐射加热和对流加热,一般情况辐射加热较小可以忽略,但部分再入飞行器在低空还具有极高的速度,辐射加热不能忽略。本文针对高超声速再入飞行器驻点的辐射加热特性开展了研究,采用高温空气辐射加热的四光谱带模型,同时计算方法中考虑了非平衡辐射加热及其"截断效应"。计算结果表明,在低空高速再入阶段,辐射加热比较明显,热防护设计需要考虑辐射加热。辐射加热主要由可见连续光谱辐射构成,红外线谱和紫外线谱的辐射加热也比较明显,紫外连续谱辐射以及非平衡辐射效应均不明显。辐射加热沿球头驻点至球头外边缘逐渐减小,影响辐射加热的主要因素有头部半径、飞行高度和飞行速度。     

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。     

空天飞行器高超声速气动热特性计算方法

通过数值方法和基于无粘表面流线的工程快速方法,计算了空天飞行器基本型在Ma=8.0及Ma=10.2状态下的气动热特性。数值方法计算格式选用Roe的FDS格式,工程快速方法中飞行器的表面流线是通过基于直角网格的无粘Euler方程计算得到的,采用参考焓理论沿流线积分即得到沿流线的表面热流分布。结果表明,本文建立的气动热工程方法及数值方法得到的机身及机翼的热流分布与试验数据吻合较好,得到的驻点热流值与试验数据的误差小于5%。     

基于再入轨迹和气动热环境的返回舱烧蚀研究简

 针对再入全过程合理预测热防护罩表面材料烧蚀深度和温度的动态变化问题,提出融合再入轨迹、气动热以及Newton-Raphson和三对角矩阵算法（TDMA）构建动态烧蚀的方法。该方法建立直入式和跳跃式三自由度再入轨迹,应用修正的牛顿流体理论估算气动参数,以及修正的Fay-Riddell和Sutton-Grave理论计算驻点区域的热流密度,利用一维非线性热传导方程模拟了热防护材料的烧蚀过程。仿真结果表明：此方法实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度和温度连续动态变化的预测,同样适用于更为复杂结构飞行器的动态烧蚀预测,与热平衡积分法（HBI）相比其结果可靠合理,为进一步优化热防护系统（TPS）提供了一定的参考依据。