热化学非平衡流动红外辐射计算分析

首先通过求解热化学非平衡N-S方程的数值模拟方法,获得高焓风洞钝锥体模型的绕流及近尾的高温流场参数.然后从辐射传输方程出发,采用带辐射模型,并利用所获得的流场参数,计算分析了高温流场在λ=3μm-6μm红外波段的辐射,计算和测量结果具有较好的一致性.该项研究为今后进一步研究高温非平衡气体辐射特性奠定了基础.     

高焓激波风洞喷管流场非平衡特性研究

高焓激波风洞是开展高超声速流动研究的重要地面模拟设备,但其产生的高焓气流在喷管中的膨胀过程是一种典型的热化学非平衡流动,试验段特征参数通过直接实验测量难以完全确定。本文通过求解耦合双温度模型的轴对称Navier-Stokes方程,研究了高焓激波风洞中典型状态下气流的热化学非平衡流动特性,分析了焓值对非平衡特性的影响规律。结果表明,喷管出口自由流均匀区域达到出口截面直径的75%以上,能够为实验提供足够的空间;喷管出口自由流处于热化学非平衡状态,在喷管喉道后约1/5喷管长度处气流即已处于冻结流状态,组分浓度和振动温度随气流流动基本不变;焓值在8.4MJ/kg~19.5MJ/kg之间变化时,非平衡程度随着焓值的增加而增强,但是低焓值时非平衡程度的增强更加剧烈。     

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。     

不同热化学非平衡模型对高超声速喷管流场影响的数值分析

采用轴对称NS方程,数值研究不同热化学非平衡模型对高超声速喷管流场的影响,包括:(1)不同组元数的高温空气模型(5组元、7组元1、1组元)的比较;(2)热力非平衡(双温度)的化学动力过程与热力平衡(单温度)的化学动力过程的比较。计算结果表明,高焓风洞实验条件下喷管流场处于热力和化学都是非平衡的状态。在计算条件下,数值模拟以采用7组元或11组元的热化学非平衡模型为宜。     

高超声速喷管三维热化学非平衡流场的数值模拟

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.     

JF—10氢氧爆轰驱动激波风洞自由流的测量和诊断

针对ＪＦ－１０氢氧爆轰驱动风洞动行的高焓高速状态，采用吸收光谱技术、皮托压力瞬态测量技术、电离探针等的测试方法，测量了自由流中一氧化氮的含量和离子浓度、皮托压力及其沿喷管出口半径方向的分布。并根据以上各项测量结果判断了自由流的非平衡程度。     

超高速高焓流动研究进展

本文介绍了中国科学院高温气体动力学重点实验室在超高速高焓流动模拟技术和试验方法方面取得的研究进展.文章主要包括三部分研究内容:第一部分是关于发展先进的超高速试验模拟技术,包括爆轰驱动高焓激波风洞和爆轰驱动高焓膨胀管.高焓激波风洞产生的超高速气流速度的范围是3.5km/s～6.0km/s,高焓膨胀管能够模拟速度为6.5km/s～10km/s的超高速气流.第二部分介绍高焓激波风洞喷管流场诊断结果,用来检验喷管产生的超高速流场的流场品质及其与飞行条件的差异.第三部分是关于超高速流动的试验方法和数值技术研究,包括高焓流动中真实气体效应对飞行器俯仰力矩变化的影响;热化学反应流动中表面催化效应诱导的气动热变化规律;喷管流场的气流非平衡效应对试验结果可能产生的影响.     

一维非平衡喷管流动计算

引言 在电弧风洞的运行中,喷管前室的气流温度很高,空气各组元之间会发生化学反应,双原子组元还要出现振动激发。混合气体通过喷管加速,化学反应和双原子分子的振动都达不到平衡,结果使得喷管各处流场参数与平衡流的计算数据有些差异,这就是喷管流动的非平衡效应。     

高焓流场球头外形气动热试验研究

再入地球大气层时,飞行器的再入速度极高,面临严重的气动加热问题。为了研究高焓流动导致的热化学非平衡现象,在高焓膨胀风洞FD-14X中开展了球头外形的热流测量试验以及CFD仿真模拟。FD-14X为中国空气动力研究与发展中心新建成的高焓膨胀风洞,速度模拟能力达到第二宇宙速度,总温模拟能力超过10 000 K,能够产生总焓70 MJ/kg的试验气体。试验来流总焓16.9～63.5 MJ/kg,球头直径20～50 mm,流场采用自发光拍照,同时CFD仿真采用Park双温非平衡模型计算球头绕流流场。试验与仿真结果表明：来流总焓大于5 MJ/kg时,球头绕流场存在显著的热化学非平衡现象;304钢模型壁面在来流总焓小于20 MJ/kg时表现为非催化壁面特性,在来流总焓大于30 MJ/kg时表现为催化壁面特性;当球头表面镀氧化锆膜、来流总焓49.5 MJ/kg时,球头壁面表现为非催化壁面特性。     

热化学非平衡来流条件下热化学模型影响研究

为研究热化学非平衡来流条件下热化学模型等计算设定对斜激波压缩流动计算结果的影响,针对尖劈构型和相应的前缘钝化构型的高焓激波风洞实验,采用多种计算设定开展详细的数值模拟研究。计算结果表明,计算采用不同热化学模型,以及来流设定为振动冻结/平衡/非平衡状态,会导致斜激波激波角等参数存在一定差别,其中激波角差别可达约2%。当来流速度一定时,过斜激波后分子内能增量在平动转动能和振动能上的分配方式的差别决定了激波角的差别。前缘钝化情形下,采用不同计算设定所得激波角之间的关系和尖前缘构型的规律一致;但是,采用不同计算设定所得斜激波到壁面距离之间的关系和尖前缘构型的规律有差别,这源于钝化前缘的激波脱体距离的影响。对于自由来流下的斜激波压缩流动问题,若考虑了分子振动能激发但未考虑热力学非平衡(例如热完全气体模型、考虑空气反应的单温度模型等),就斜激波激波角等参数而言,计算误差比量热完全气体模型计算误差更大。