高超声速圆球模型飞行流场的数值模拟和实验验证

对高超声速圆球模型飞行场进行数值模拟，分别采用空气空气气体模型，平衡气体模型以及热化学非平衡11组元气体模型求解非定常轴对称N－S方程组，使用有限差分时间相关法捕捉激波，得到了定常流场的解，差分方程稳式部分采用了LU－SGS方法以避免矩阵运算，对化学反应和振动能量源项采用预处理矩阵以解决刚性问题，由计算结果处理得到的阴影图和干涉条纹图与再入物理弹道靶实验照片进行了对比分析，验证了实验中圆球飞行流场大部分区域接近于平衡状态。     

二维热化学非平衡流动的非结构网格DSMC方法及其应用

研究了二维热化学非平衡流动非结构网格DSMC方法实现的过程。提出了一种新型的高效搜索算法,该算法不仅可以跟踪模拟分子在网格之间的迁移,而且在搜索过程中可以准确判别分子与物面是否相互作用,避免了原有算法中分子表面反射非确定论判据。为加快流场的时间发展历程,设计了适合DSMC方法的动态局部时间步长技术,使其可以应用到定常和非定常流场的计算。利用Fortran90的动态分配内存技术编制了计算程序。最后对过渡流域高超声速圆柱绕流进行了数值试验,计算结果初步验证了该算法的可行性。     

钝体标模高焓风洞试验和飞行试验相关性的数值分析

在高焓风洞喷管膨胀流动中,会出现组分和振动能量的非平衡冻结现象,给试验数据的分析、外推和使用带来困难。笔者选择有飞行试验数据的钝锥体ELECTRE作为高焓风洞试验的标模,用热化学非平衡Navier Stokes软件,计算了飞行条件和相应的考虑组分和振动能量的非平衡冻结效应试验条件的模型绕流流场,用双尺度参数ρL和Stanton数,分析试验条件下的热流数据外推飞行条件的问题。研究结果说明:在模型头部区域,保持总焓和双尺度参数ρL不变,热流数据从试验条件外推到飞行条件是可行的;在模型尾部区域,试验条件和飞行条件的Stanton数有较大差别,用双尺度参数ρL把热流数据从试验条件外推到飞行条件有较大误差。最后提出了用CFD设计高焓风洞试验条件的思路,并识别真实气体效应显著改变热流分布的高焓风洞试验能力区域。     

高超声速圆球模型飞行流场的数值模拟和实验验证

对高超声速圆球模型飞行流场进行数值模拟 ,分别采用空气完全气体模型、平衡气体模型以及热化学非平衡 1 1组元气体模型求解非定常轴对称N -S方程组。使用有限差分时间相关法捕捉激波 ,得到了定常流场的解。差分方程隐式部分采用了LU -SGS方法以避免矩阵运算 ,对化学反应和振动能量源项采用预处理矩阵以解决刚性问题。由计算结果处理得到的阴影图和干涉条纹图与再入物理弹道靶实验照片进行了对比分析 ,验证了实验中圆球飞行流场大部分区域接近于平衡状态。     

十一组元高温平衡、非平衡空气光谱吸收系数计算

飞行器以很高的马赫数再入大气层时 ,头部激波层、尾迹的气体辐射产生的紫外、可见、红外特征信号 ,是地面监测和反导制导系统探测、识别的主要依据 ;同时 ,头部气体层热辐射也是再入体壁面加热热流的重要源项。激波层内高温气体吸收系数是目标紫外、可见光、红外辐射特性计算、热防护计算和气动流场辐射场耦合计算的基本参数。本文分析了再入过程中高超声速稀薄气体流的非平衡现象 ,采用三温度模型 (电子能温度 Te、振动能温度 TV、转动和平动能温度 TR)来表征激波层内非平衡态的气体组份各个能级占有数分布 ,并由原子分子辐射理论直接计算 N2 ,N+ 2 ,N,N+ ,O2 ,O+ 2 ,O,O+ ,NO,NO+和 e-等 1 1种主要空气组元各种能级跃迁对辐射的贡献 ,最终得到平稀和非平衡高温空气吸收系数计算模型。计算结果可见光区与试验结果符合较好 ,紫外、红外区结果稍差     

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。     

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。     

以基于孔隙结构特征的EPDM绝热材料热化学烧蚀模型

基于对绝热材料烧蚀实验结果的观察和分析,从EPDM绝热材料炭化层微观孔隙结构特征出发,综合考虑多孔结构炭化层内的流动、传热及烧蚀过程,建立了基于炭化层孔隙结构特征的绝热材料热化学烧蚀模型和相应计算方法;对EPDM绝热材料的热化学烧蚀过程开展了数值计算,并将计算得到的质量烧蚀率与烧蚀发动机实验结果进行了比较,结果吻合较好。     

高超声速热化学非平衡对气动热环境影响

高超声速气动加热严重,考虑热化学非平衡对气动热环境影响,可以为热防护系统设计提供有效保障。采用Park和Gupta热化学非平衡模型,数值计算研究5组元(N_2,O_2,N,O,NO),17组化学反应的热化学非平衡效应对高超声速飞行器气动热环境影响,并与完全气体和热化学平衡模型进行对比分析。热化学非平衡模型流场温度及激波距离均比完全气体模型小。激波后气体密度因离解、化学反应而增大,且气体密度越大,激波距离越小,热化学平衡模型激波距离最小。完全气体和热化学平衡模型热流载荷计算值均比实验值偏大。Park和Gupta热化学非平衡模型数值计算激波距离及气动力载荷差别小。Park模型热流载荷计算值偏大,Gupta模型与实验结果相符,它可对气动热环境可靠预测。     

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.