CO2中速度5~7 km/s自由飞圆球流场参数的实验测量和数值模拟

为研究火星进入条件下的非平衡流动特性，在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所弹道靶上测量了CO₂中针对火星探测器进入速度范围5~7 km/s条件下的自由飞圆球的激波脱体距离。实验数据基于阴影法测量，并将其与数值计算结果进行对比，进一步计算了实验流场温度和组分分布等流场参数。一般认为激波脱体距离随来流速度升高而呈单调减小趋势，但研究结果表明:实验状态下，圆球飞行速度约5.5~7.0 km/s的范围内，圆球激波脱体距离随飞行速度升高而增大；采用Park的双温度非平衡模型和5组分6反应的CO₂化学反应动力模型可基本再现本文自由飞圆球激波脱体距离的实验测量数据；根据计算结果推测，本实验状态下自由飞圆球波后靠近激波一侧区域的流场主要处于热化学非平衡状态；当来流速度在约5.5~7.0 km/s的范围内时，流场组分CO开始发生显著离解，是引起圆球激波脱体距离在该速度范围内随速度升高反而增大的可能原因。     

CO2中激波脱体距离的弹道靶实验测量和数值计算

在中国空气动力研究与发展中心超高速所超高速弹道靶进行了CO₂条件下圆球和火星着陆巡视器模型的激波脱体距离测量实验,为数值模拟提供验证依据。实验模型为φ10mm圆球和头部半径12.5mm的着陆巡视器模型。圆球模型的飞行速度为2.122~4.220km/s,靶室压力为2.42~12.30kPa;着陆巡视器模型的飞行速度为2.802km/s,对应靶室压力为1.836kPa。实验数据与采用双温度非平衡模型计算的结果进行了对比。得到以下结论:采用双温度非平衡模型能够较准确地再现模型头部激波脱体距离;根据计算结果推测绕模型流动主要为非平衡流动;需补充更高模型飞行速度（>5km/s）的实验数据,验证CO₂中更高流速状态下双温度非平衡模型的适用性与准确性,并进一步研究多温度模型和不同化学反应动力模型对CO₂下非平衡流数值计算准确性的影响。     

基于气体放电的高超声速激波结构显示技术

基于气体放电辐射强度与气体密度的相关性,在高超声速脉冲风洞FD-20中搭建了气体放电流场显示系统,并分别以平板模型、平板-方块模型和简化进气道模型为试验模型,在来流马赫数Ma=12.16、来流静压p≈106Pa的流场条件下开展气体放电流场显示技术研究。在平板实验中,气体放电方法较准确地观测到了电极之间的平板前缘激波结构,与纹影技术测得激波角相差仅为0.21°。在平板-方块实验中,气体放电方法观测到了2个截面（对称面和远离对称面截面）的激波结构,对称面波系结构与纹影和数值计算所得结果基本一致,远离对称面截面的波系结构与数值计算结果基本一致。在简化进气道实验中,气体放电方法观测到了内流道激波交叉形成的菱形结构,且尺寸与数值计算结果相差较小,约为7.9%。这些实验结果表明,在高超声速脉冲风洞中,采用气体放电方法可以获得清晰准确的激波结构,不仅可进行分截面激波结构观测,还可对被模型遮挡的内部区域激波结构进行显示,而且特别适合用于局部复杂流动波系结构的观测。     

非结构网格的高超声速粘性MHD流场数值模拟

应用数值方法在非结构网格上对磁场干扰下的二维高超声速钝头体粘性绕流进行了数值模拟。控制方程为N-S方程耦合Maxwell方程的粘性MHD方程组,空间离散采用有限体积方法,对流项用AUSM格式计算,粘性项用中心格式求解,时间推进用显式5步Runge-Kutta格式,引用双曲型散度清除技术加强▽.B=0的条件。计算模型为二维钝头体,在高超声速来流条件下,分别对有、无均匀磁场干扰下的流动进行了数值模拟。计算结果表明,在均匀磁场干扰下,激波脱体距离显著增加,物体表面压力急剧下降。对比表明文中发展的计算方法可以准确地进行二维粘性MHD流场的数值模拟。     

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。     

氮气辐射强度的激波管测量与验证

超高速飞行器的热防护设计必须考虑激波层内高温气体发射与吸收的辐射能量,需要有效的辐射加热评估手段。相应飞行条件下的光谱辐射强度地面实验测量是验证数值模型和方法、理解高焓流动的重要手段。基于燃烧驱动激波管,发展辐射强度标定技术,针对富氮气环境,开展高温气体光谱辐射强度的高分辨定量化测试,掌握辐射特征,为数值验证提供基础数据。实验获得了激波速度5.70和6.20km/s条件下的气体光谱辐射强度精细结构,数据表明激波波后的非平衡过程对辐射强度存在很大影响。通过求解耦合化学反应动力学模型的Navier-Stokes方程和辐射特性模型,得到对应实验条件下的流场参数和辐射强度,计算结果和实验数据符合很好,验证了数值模拟方法。     

高超声速气流中平板上粘滞激波层的数值研究(英文)

本文描述绕锐前缘平板高超声速流动的数值模拟结果。对完全粘滞激波层的数值模拟进行了逐次校验。计算出的密度分布型式、激波倾斜和斯坦顿数与其他作者的理论和实验数据进行了比较。得到了近似传热系数计算结果的经验相关式。     

非结构网格高超声速绕流数值模拟及涵道构型减阻特性分析

在非结构网格上对二维高超声速化学非平衡粘性绕流进行了数值模拟，并应用此方法对涵道构型高超声速减阻特性进行了数值分析。空间离散采用VanLeer逆风通量分裂格式，时间推进采用显式的Runge—Kutta格式。化学非平衡动力学模型为五组元五反应模型，对化学反应源项进行了点隐式格式处理，温度场的计算采用牛顿迭代法。分别对二维类弹头体涵道构型、二维半圆柱模型的高超声速绕流流场进行了数值模拟，得到了数值结果，并与完全气体绕流计算结果进行了对比分析。结果表明本文方法可以应用于高超声速绕流计算，并且涵道构型具有高超声速减阻特性。     

粘性相互作用对高焓激波风洞实验段自由流静压测量影响的分析

通过理论分析、实验测量和数值模拟,研究高超声速粘性相互作用对实验段自由流静压测量的影响.研究表明:由于粘性相互作用,高焓激波风洞实验段平板静压测量值远高于实际自由流静压.在热化学非平衡流情况下,经典的粘性相互作用参数和经验公式具有局限性.     

超声速流中激波/湍流附面层干扰数值模拟

采用修正的B／L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维N-S方程。分别对超声速流和高超声速流中的激波／湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为2．96的超声速流。计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征：分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波。计算的壁面压力分布与实验值吻合较好，计算的分离区长度与实验值比较有一定误差。本文还对进口马赫数为9．22的高超声速流中压缩角引起的激波／湍流附面层干扰进行了数值研究。计算结果与实验结果吻合较好。     

超声速液体射流的气动特性

介绍了有关脉冲超声速水射流以及柴油射流气动特性的研究结果。水射流实验是在一台垂直设置的内径为8mm的火药枪设备上进行的。用出口直径为5mm的喷嘴,产生了速度为600m／s的水射流。用纹影仪观察了射流及激波形状,从而测量了激波与前体驻点之间的离开距离。柴油射流实验是在一台水平设置的高压氮气气枪设备上进行的。     

基于推力矢量控制的气体二次喷射混合流场实验研究

介绍用于固体火箭发动机推力矢量控制的气体二次喷射实验装置及实验方法;研究了气体二次喷射中喷射位置、喷射角度、喷射孔形状、喷射马赫数、喷射流量等诸多参数对混合流场弓形激波的影响;并对实测的弓形激波半径与激波理论分析方法求得的激波半径进行了比较,二者激波斜率基本一致。     

红外空空导弹头罩热应力分析

以红外空空弹头罩为研究对象,利用气动加热工程计算方法提供的热流密度为输入条件进行了热载状态下结构的瞬态温度场和热应力分析,并以电弧风洞试验进行验证,试验结果与计算结果吻合,表明本文方法具有一定的精度,能满足工程设计要求。利用文中的分析方法,提出降低红外头罩热应力的改进建议。     

催化效应对气动热环境影响的流动-传热耦合数值分析

鉴于高超声速飞行中高温气体效应带来的壁面催化反应可显著增加气动热载荷,在气动热环境与结构热响应的分析与预报中需充分考虑催化反应带来的影响。将简化原子复合催化模型和有限速率催化反应模型嵌入超高速流动-传热耦合分析模型中,建立超高速流动/催化反应/传热多场耦合分析模型。其中,通过高频等离子风洞的催化特性测试获得ZrB₂-SiC超高温陶瓷材料表面催化系数与温度的函数关系,对比分析耦合计算和非耦合计算、简化原子复合催化模型和有限速率催化反应模型对气动热环境的影响和适应性,结果表明材料表面催化特性对壁面总热流有重大影响。对于具有较高热导率材料的热响应,耦合传热分析能够有效避免非耦合计算带来的过度高估的结果,而有限速率催化反应模型可有效提高计算精度。在此基础之上,通过耦合传热分析,揭示了催化反应与壁面传热的内在关系,证明了在传热分析中考虑表面催化效应可提升结构热响应精度和防热系统精细化设计的能力。     

SOFC多孔电极有效导热系数的实验和模型研究

固体氧化物燃料电池（SOFC）内部流动传热和化学反应复杂,容易产生热不平衡区。获取高精度的多孔电极有效导热系数对于建立多物理场耦合数值分析模型和电池热管理具有重要的意义。基于稳态法设计并搭建了多孔材料有效导热系统实验平台和测量系统,在372.1~932.4 K温度范围内详细测量了多孔电极实验样件温度分布,通过多孔材料内传热理论分析,基于现有EMT和ME1数学模型,利用比例因子t构造了温度修正的SOFC多孔电极综合有效导热系数的计算模型。同时通过对比孔隙率为0.2349~0.4178的3个实验样件表面温度的计算值和实验测量值,验证了该有效导热系数模型的有效性和高精度。     

爆轰驱动激波风洞驻室温度测量的化学温标方法

为直接测定驻室温度,以预混于实验气体中微量四氟甲烷CF4在高温下热分解反应的动力学分析为基础,采用一个快速单向进样阀于喉道前部对反射激波后的气体进行采样,通过气相色谱方法检测反应终产物四氟乙稀C2F4的浓度作为温度指示,测量激波风洞中反射激波后驻室的温度。应用于最新研制成功的爆轰驱动激波风洞驻室温度测量的结果显示其采样技术及化学温标方法是适用的。讨论了用氢氧爆轰驱动产生的管壁凝结水对测量的影响。