高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。     

高温化学非平衡湍流边界层直接数值模拟

高超声速飞行器在特定工况下飞行时,其表面会存在湍流与化学非平衡耦合作用,但考虑化学反应的高温湍流边界层的研究工作还十分有限。选取高超声速楔形体头部斜激波后的流动状态,分别采用热完全气体模型、空气化学反应模型开展直接数值模拟(DNS)研究,对比分析了化学非平衡效应对湍流统计量、湍流脉动量的影响趋势,并研究了高温湍流边界层标度律。计算结果表明,以吸热离解反应为主的化学非平衡效应会使边界层平均温度和脉动温度显著降低,但对平均速度剖面、速度脉动、雷诺应力的影响较小;在高温化学非平衡湍流边界层的对数区,各流动参数的拓展自相似理论的相对标度指数基本符合标度律。     

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.     

高超声速热化学非平衡钝体绕流数值模拟

对高超声速热化学非平衡钝体绕流进行研究,发展了高温热化学非平衡条件下的高超声速气动热数值模拟方法。采用二阶精度迎风TVD格式的N-S方程有限体积法多块结构网格求解器,考虑了空气5组分及化学非平衡效应的影响,对组分生成源项及振动能源项采用了点隐式的处理,提高了计算效率。对球锥模型和RAM-CII飞行实验等算例进行了数值气动热模拟,分析了不同非平衡模型在热化学非平衡条件下流场的影响。计算结果表明建立的数值模拟方法具有较高的精度。     

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。     

三维化学非平衡无粘流场的数值模拟

本文用ＮＮＤ格式求解了化学非平衡流场，利用点隐式处理组分连续方程的刚性，采用全流场激波捕捉办法和特征理论，成功地进行了物面边界条件的处理，模拟了高马赫数来流条件下捻激波流场。化学反应采用了五组分五反应模型，建立起来的三维流场计算程序可用于复杂外形化学非平衡无粘流场的数值模拟。     

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     

高超声速非平衡流场多个振动温度模型的数值研究

利用数值求解热化学非平衡Navier-Stokes方程的方法,建立了考虑一个和多个振动温度的高超声速热化学非平衡流场的CFD计算程序,并对半球模型和球锥模型进行了数值计算,研究结果表明:(1)各个分子组分的振动温度分布于考虑一个振动温度模型的振动温度周围,即一个振动温度模型的振动温度是多个振动温度模型的各个分子组分振动温度的一种平均值;(2)在模型身部,振动温度的峰值高于平动温度的峰值;在模型近尾出现振动温度冻结并高于平动温度。     

高超声速电离绕流的数值模拟

本文从三维N－S方程出发，采用稳式L－U分解算法和7组分15个反应的化学模型，数值模拟高超声速电离空气绕流。首先采用对称TVD格式、AUSMPW＋格式和Van Leer的矢通量分裂格式计算了高超声速球头绕流，并对它们的计算结果做了对比分析。然后用前两种格式，对RAM－C飞行试验模型三个再入高度（81km、71km、61km）的流场进行了数值模拟，计算的流场电子数密度值和试验测量数据符合较好。     

高超声速钝锥体等离子体流场数值模拟

以小钝锥体为对象建立二维几何模型,利用COMSOL Multiphysics软件对等离子体流场控制方程组进行求解,对高超声速气流流过模型所产生的等离子体流场进行数值模拟.仿真得到了在模型头部激波、尾部膨胀波和尾后激波的共同作用下,考虑烧蚀反应时流场的速度、温度、压强和等离子体电子数密度分布,重点分析了钝锥体模型等离子体包覆层和尾后电子分布的特征和成因.可以为高超声速飞行器的探测和控制提供重要的借鉴和参考.     

尖楔结构低速高/中温双路气流组合热试验方法

在典型高超声速飞行工况下,数值模拟分析了高温合金尖楔前缘结构沿气流方向大温度分布梯度将带来严重的热强度问题,产生大温度分布梯度的根本原因是尖楔结构头部区域平均热流密度与后段平板区域平均热流密度之差,而受头部区域热流密度具体分布的影响不大;进而提出了一种低速高/中温双路气流组合热试验方案,并通过数值模拟方法证明了该方案具有两股气流参数可以独立调节分别满足尖楔结构头部驻点区域及后段平板区域大、小两种热流密度的优点,进而解决单喷口低速高温燃气流热模拟试验难题,满足尖楔结构高超声速飞行工况下大温度梯度模拟要求.同时,该方案通过高/中温气源的合理组合搭配可以大大降低尖楔结构热试验所需高温气源发生功率,推广应用于电弧风洞可拓展其热试验范围.      

高温燃气热环境模拟方案仿真研究

提出了利用亚声速高温燃气流进行近空间高超声速飞行器气动热环境地面模拟的试验方法,在试验装置试验段,亚声速高温燃气流引射常温空气,使试验中头锥温度分布符合某高超声速飞行状态下气动热分布的规律;应用FLUENT对12种试验工况进行了数值分析,计算结果表明此设备方案下头锥驻点温度低于燃气温度,改变设备引射比可以实现试件后部区域温度的大范围调节,设备可以在一定精度内对高超飞行器相关部件进行气动热环境模拟.      

高超声速三维碳—碳烧浊流场的数值研究

本文针对高超声速再体的烧蚀现象 ,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 ,其中化学模型是碳 碳 (C C)空气化学模型 ,考虑 12个化学组分和 31个化学反应过程 ,研究了C C烧蚀对再入体头部区域的壁面温度和热流分布的影响。为了计算效率和稳定性提出壁面条件显式处理的方法。对再入高度为 6 5km和速度为 8km/s的再入体头部区域烧蚀流场进行了数值模拟 ,用飞行迎角α =0°的计算结果与国外文献进行了比较 ,符合得较好。同时给出了三维小迎角α =5°的计算结果     

高温区碰并诱导气相爆轰二次起爆的数值研究

针对心形管内气相爆轰二次起爆过程进行了数值研究。采用二阶附加半隐的龙格-库塔法和5阶WENO格式求解二维欧拉方程,采用基元反应来描述爆轰化学反应过程。结果表明:气相爆轰在心形管中传播,由于壁面几何结构的作用,爆轰波熄灭后会发生二次起爆。该二次起爆由高温区碰并所诱导,且在管道不同位置诱导了两处二次起爆。爆轰流场中存在未反应气囊、射流、爆轰波马赫反射、激波与火焰作用及其所诱导的不稳定性等现象。计算得到的二次起爆过程胞格结构演变与实验基本一致。     

高温高速稀薄流的DSMC算法与流场传热分析

在非结构网格下,研究了热力学碰撞传能的6种方式和化学反应的8种类型,详细给出了上述碰撞传能和化学反应碰撞类型的子程序计算框图.在可变硬球(VHS)分子模型、Borgnakke-Larsen唯象模型、Bird的化学反应几率模型以及壁面CLL(Cercignani-Lampis-Lord)反射模型的基础上,用Fortran语言编制了能够模拟内能松弛、热力学非平衡和化学非平衡的稀薄气体DSMC(direct si mulation Monte-Carlo)源程序,在地球大气层和火星大气层中完成了Ballute减速装置的8个工况计算(其中Knudsen数从0.05变到30.0,飞行Mach数从26.3变到11.2),并与NASA Langley研究中心2007年发表的计算结果作了比较,本文的结果令人满意.另外,这里用|T-T_v|/T去分析热力学非平衡,用Damk hler数去分析化学反应非平衡,用Stan-ton数去分析飞行器壁面的传热效果,所有这些分析对高温部件的热防护设计十分有益.      

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。     

存在烧蚀的高超声速压缩拐角流动数值研究

耦合求解热化学非平衡流控制方程和烧蚀壁面边界条件,进行存在石墨烧蚀的压缩拐角流场数值模拟。流场化学反应采用16组元(N2,O 2,NO,N,O,NO +,N+2,O +,N+,CO,CO 2,C,C2,C3,CN,e-)29个反应的非平衡模型,热力非平衡的双温度模型下,不同反应采用不同控制温度。石墨材料表面反应包括碳的氧化反应、碳催化的O 原子复合反应和碳的升华反应。对15°、18°、24°压缩拐角模型,在自由流 Ma =10~30,总焓值6~55 MJ/kg 范围,分别进行无烧蚀的壁面催化与非催化条件和石墨烧蚀条件下的流场计算,分析各类条件下的流场结构、流动分离特性以及流场热化学参数分布特点,研究壁面条件对流动特性的影响。结果表明：流动分离可能性和分离区范围随着压缩拐角斜面倾角增大而增大,随来流马赫数增大而减小;相对于低壁温条件,无烧蚀的辐射平衡壁温和壁面烧蚀条件下流动分离区增大,斜面上压力、摩阻和热流峰值点也有所后移。     

均匀磁场中高超声速弱电离气体流动数值模拟

采用7组元化学模型并应用组分公式计算电导率,通过求解黏性MHD(magneto-hydro-dy-namics)方程组,研究了不同强度均匀磁场对三维钝头体高超声速绕流化学非平衡流动的影响.结果表明,随着磁场的增强,激波脱体距离逐渐增加;总阻力系数和壁面温度逐渐减小.在B_y=0.03 T磁场作用下,与无磁场的结果相比,化学非平衡流中的激波脱体距离增加约7%,总阻力系数减小约5%,局部壁面温度最大降低74%;而冻结流中的激波脱体距离增加约43%,总阻力系数减小约6.9%,局部壁面温度最大降低18%.