高空羽流场的DSMC计算和实验研究

以小推力发动机的高空羽流场为研究对象，实现了高空小喷管氮气流DSMC方法数值模拟，验证了DSMC方法在高空膨胀流中的可用性，并在现有设备基础上，进行一组高空羽流试验，给出试验与计算的对比结果。结果表明：喷管出口附近能得到满意结果，由于实现设备能力所限，远场试验没有达到预期效果。     

真实气体效应对高超声速轨道器气动特性的影响

基于一个7组元6反应动力学模型，采用NND差分格式求解化学反应Navier-Stokes方程，数值研究高超声速轨道器的绕流特性。重点讨论了轨道器气动特性在真实气体效应作用下对不同来流状态和不同舵偏角的敏感性。研究表明：真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内，缩短了激波的脱体距离，使激波层变薄，流动变量的梯度变大；空气的离解和电离导致轨道器的阻力系数比完全气体计算值低，压心位置前移。小攻角下，升力系数和俯仰力矩系数的真实气体计算值高于完全气体计算值，大攻角情形则相反。此外，小攻角时真实气体效应产生小低头力矩，而大攻角时产生小抬头力矩。单就舵面而言，真实气体效应使其阻力系数增大，使其升力系数和俯仰力矩系数在小攻角且非负舵偏角时变小，在大攻角且负舵偏角时变大。特别地，真实气体效应仅在零攻角且零舵偏角时对舵面的压心位置产生较大影响。     

低轨卫星的气动特性预测与分析

针对低轨卫星高空自由分子流区的飞行环境特征,采用GOCE卫星典型弹道下的气动数据对DSMC仿真方法进行了算例验证,并就CLL模型下不同物面反射系数对GOCE卫星流场特征及气动特性的预测差异进行了对比分析,给出不同物面反射系数对卫星阻力预测的定量差异.结果表明,本文方法所得气动阻力与文献结果吻合较好,能够在此飞行区域给出合理的气动阻力;当反射系数从0.1逐渐变化至1.0时,卫星流场的驻点区域、尾部方向舵区域压力分布逐渐从带状结构向扇形结构过渡;在所研究的工况下,随着物面反射系数的增加,摩阻系数预测结果偏大,压阻系数预测结果偏小,总阻力先增加后减小,约在反射系数0.8附近达到最大.      

化学非平衡效应对返回舱再入气动力特性的影响

高空高马赫数条件下,化学非平衡效应将对飞行器气动特性产生影响,影响飞行器气动布局优化和飞行弹道设计。文章通过三维化学非平衡流动求解程序,针对再入返回器开展数值研究与机理分析,通过对比完全气体模型和化学非平衡气体模型获得的气动力参数,揭示化学非平衡效应对流场结构和气动力特性的影响和规律。结果表明,对Apollo的气动力计算结果验证了模型和计算方法;化学非平衡效应影响下,激波层内化学反应消耗大量能量,致使激波脱体距离减小,气体压缩性增强;典型状态高度为70 km,Ma=30条件下,化学非平衡效应导致返回器升力系数增大约6%、阻力系数增大约1.3%～3.3%、升阻比增大3%左右、俯仰力矩系数增大,从而使配平攻角减小约2.5＆#176;;通过机理分析,发现化学非平衡效应影响下表面压力系数发生变化的原因是飞行器周围激波形状及驻点压力改变,表现为气体沿流线经激波层、压缩区和膨胀区的历程变化;对于钝体形状的返回器,迎风面前体压力系数增加和后体压力系数降低,造成轴向力和法向力系数增大。     

火星大气模型参数对MSL气动特性的影响

火星大气与地球大气截然不同,飞行器在进入火星时气动特性不同于地球再入. 大气模型的差异主要表现为气体组份、密度和温度等物理参数. 针对火星进入器MSL在进入-下降-着陆过程中的高超声速进入段,利用三维并行程序求解耦合真实气体模型的流体动力学Navier-Stokes方程,分析MSL进入火星大气时大气模型参数对进入器气动特性的影响. 结果表明,通过与海盗号飞行数据的对比,验证了所采用的火星气体模型和计算方法,且其与NASA的 LAURA代码气动特性计算结果也较为一致;大气模型气体性质,即CO₂环境对进入器阻力系数和俯仰力矩系数影响较大,利用空气得到的计算和实验数据必须考虑CO₂效应;密度增大促进了化学非平衡效应,但对进入器气动特性基本没有影响;温度升高大大增强了化学非平衡效应,而对进入器气动特性影响较小.      

化学非平衡效应对返回舱气动特性的影响分析

航天器返回舱再入过程中,高马赫数造成激波层内气体温度急剧升高,由此导致的化学非平衡效应对返回舱气动特性将产生显著影响。而飞行高度和速度的变化影响着化学非平衡过程,进而改变对飞行器气动特性的影响程度。文章通过求解三维Navier-Stokes流体动力学方程,利用耦合化学反应动力学模型对返回舱再入开展数值研究与机理分析,获得量热完全气体模型和化学非平衡气体模型的气动力预测值,分析飞行条件变化时化学非平衡效应对气动特性的影响规律。根据Apollo返回舱的AS-202飞行试验数据验证了计算模型与数值方法。对返回舱的模拟结果表明,高度不变、马赫数增大时,完全气体模型的气动特性预测值不变,化学非平衡效应影响下的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数与完全气体预测值的偏差均增大,化学非平衡效应增强;马赫数不变、高度增大时,化学非平衡效应造成的气动力预测值偏差也增大,配平攻角差值略有增加,化学非平衡效应同样增强。机理分析发现,飞行条件变化所造成的化学非平衡流场和压力分布变化是影响气动力变化的主要原因。     

高超声速流动壁面催化复合气动加热特性

针对高超声速流动壁面催化特性,计算了不同壁面催化复合系数条件下的球锥驻点热环境。引入了经验证的数值求解Navier Stokes方程的方法,在不同壁温500K～2500K的条件下分别分析了O 2和N 2气体在壁面处的催化复合气动加热特性,得到如下结论：（1） 原子复合放热将提高近壁面温度梯度,改变近壁面组分分布;原子复合放热一部分加热飞行器形成组分扩散热流,一部分加热近壁气体提高近壁温度梯度。（2） 在壁面催化复合系数较小时,原子复合放热主要转化为组分扩散加热,对于不同壁面温度,壁面催化复合系数α<0.1时,单一气体反应组分扩散热流小于总热流的20%。     

高超声速平板近空间气动特性的计算分析研究

采用DSMC方法对二维小尺度平板在近连续流至自由分子流区域、攻角为0°～30°下的高超声速气动特性进行计算分析,旨在探索高超声速飞行器在近空间空域内气动特性的变化规律和影响因素.结果表明,升阻比随努森数、马赫数的增加单调下降,相对比来说,马赫数对升阻比的影响不是很明显,而努森数的影响比较明显.特别针对摩阻特性进行了分析,在马赫数10、高度55～110km、0°攻角时摩阻在总阻力中所占比重高达60%以上.随着攻角的增加,由于波阻的急剧增加导致摩阻所占比重下降.在10°攻角下,摩阻在总阻力中所占比重约为45%～70%.30°攻角时摩阻在总阻力中所占比重则下降为12%～50%.同时还发现,在近自由分子流区域中,0°攻角时阻力系数随着马赫数的增加而下降,在有攻角时该马赫数效应呈现减弱趋势.     

多孔隙隔热材料内压的时间响应

尝试将DSMC方法运用在隔热材料的机理研究中,对多相隔热材料的二 维简化模型分别进行了厚度在1mm、2.5mm、5mm下,不同内外压比下压力时间响应的计算分 析,旨在研究此种材料内部的压力时间响应及其影响因素。结果表明：压力响应时间随内外 压比的增加、厚度的增加都在不断增加。相对内外压比而言,厚度对响应时间的影响比较明 显,而内外压力比相同时,响应时间没有明显变化。在同一压比下,随着材料厚度的增加, 响应时间将呈现非线性增加。厚度在毫米量级时的响应时间约在几十微秒至毫秒量级,响应 时间与厚度近似呈现指数关系。〖JP〗