Thermospheric X-Ray and Euv Heating by the Young Sun on Early Venus and Mars

In view of the low H₂O abundance in the present Venusian and Martian atmospheres several observations by spacecraft and studies suggest that both planets should have lost most of their water over the early active period of the young Sun. During the first Gyr after the Sun arrived at the Zero- Age-Main-Sequence high X-ray and EUV fluxes between 10 and 100 times that of the present Sun were responsible for much higher temperatures in the thermosphere-exosphere environments on both planets. By applying a diffusive-gravitational equilibrium and thermal balance model for investigating radiation impact on the early thermospheres by photodissociation and ionization processes, due to exothermic chemical reactions and cooling by CO₂ IR emission in the 15μm band we found expanded thermospheres with exobase levels between about 200 km (present) and 2000 km (4.5 Gyr ago). The higher temperatures in the upper atmospheres of both planets could reach “blow-off” conditions for H atoms even at high CO₂ mixing ratios of 96%. Lower CO₂/N₂ mixing ratio or higher contents of H2O vapor in the early atmospheres could have had a dramatic impact from the loss of atmosphere and water on both planets. The duration of this phase of high thermal loss rates essentially depended on the mixing ratios of CO₂, N₂, and H₂O in the early atmospheres and could have lasted between about 150 and several hundred Myr.     

高超声速钝头体变熵流表面热流计算

采用动量厚度来修正变熵效应的工程算法,并以15°钝锥为例,对其表面热流进行了计算,将计算结果与试验值进行了对比,结果吻合良好,表明该工程算法,方便简捷,计算量小,且有足够精度,可为高超声速飞行器初步设计热环境计算和防热材料的合理选择提供可靠的参考数据.      

乙醇燃烧加热空气污染物对煤油超燃的影响

在燃烧室入口来流马赫数为2.5的条件下,研究乙醇燃烧加热空气污染物对煤油超声速燃烧的影响.在加热器中,采用预混稳态燃烧火焰模型和61组分388步详细反应机理模拟乙醇燃烧加热过程,获得与实验温度条件相同的详细污染出口组分组成.其主要污染空气作为煤油超声速燃烧室的入口组分,采用17组分30步反应机理模拟煤油超声速燃烧过程,研究了污染物组分对煤油超燃室性能的影响.通过化学动力学和热力学分析,对比了地面电加热、乙醇燃烧加热和25km高空三种工况.结果表明:由于自由基作用以及平 均分子质量的减小和平均比定压热容的增加,乙醇燃烧加热污染空气造成超燃室的燃烧效率和内推力均上升.      

燃烧加热污染空气对超燃冲压发动机性能影响研究

针对燃烧加热地面试验设备存在的工质污染问题,采用数值模拟方法研究了燃烧加热污染空气对氢燃料超燃冲压发动机性能的影响。以飞行马赫数Ma=6.5,当量油气比ER=0.6为计算基准状态,分别对纯净空气和污染空气来流下氢燃料超燃冲压发动机的整机流场和性能进行了对比计算分析。燃烧化学反应模拟采用了改进的H2/O2七组分八方程模型,湍流模型为标准的k-ε模型,并采用直连式燃烧室试验数据进行了数值方法的验证。研究结果表明:(1)相对于纯净空气来流,污染空气来流下的超燃冲压发动机推力和比冲均有所下降。(2)采用酒精燃烧加热器的前提下,来流参数匹配静温、静压、马赫数时,发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而匹配总温、总压、马赫数时相差最大。(3)来流参数匹配总焓、静压、马赫数的前提下,采用氢燃烧加热器时发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而采用甲烷燃烧加热器时相差最大。     

高超声速再入钝头体表面热流计算

基于跟踪流线的轴对称比拟法,采用纯工程算法、Euler数值计算与边界层内工程算法相结合的方法,对高超声速再入钝头体的表面热流进行了计算,并将计算结果与风洞实验数据进行了对比,两者吻合较好,验证了两种工程算法在计算高超声速飞行器热环境方面的正确性.将两种工程算法与数值求解N-S方程进行对比,表明工程算法在迎风面的热流计算方面有较高的精度,节约了计算时间,很好地满足高超声速飞行器概念研究和设计的需要.      

飞行过程中座舱盖透明件温度计算分析

介绍了飞机座舱盖透明件飞行过程中温度效应的理论计算方法。通过温度载荷计算结果,分析了气动加热对座舱盖透明件产生热应力的影响,为飞机座舱盖透明件疲劳定寿中考虑其影响提供了思路和方法。     

基于流线跟踪法的气动热工程计算研究

运用结构化网格求解三维Euler方程,计算得到边界层外缘无粘流场气流参数;利用无粘流场气流参数和表面流函数的方法计算了飞行器无粘表面流线分布;在理论和半经验公式的基础上,计算了定比热比和变比热比情况下驻点热流密度,非驻点区域采用参考焓、局部相似性等方法来确定飞行器表面的气动加热,实现了数值算法与工程算法的耦合.上述方法用于求解高超声速钝双锥的表面热流分布,计算结果与经典的热流公式和实验结果进行对比,平均精度为10%左右,满足高超声速飞行器概念研究和初步设计的需要.      

热边界对封严篦齿性能影响的数值计算

为了解热边界对封严篦齿的流动特性的影响,本文采用标准k-ε模型QU ICK格式、非结构化网格和S IM PLE算法,数值模拟了模化的热态封严篦齿的流动特性。求解了速度场、温度场和压力场,分析了流场特性。计算结果表明:不同压比下,热边界热流增加泄漏减小,增强了封严效果。热流密度对泄漏系数的影响规律基本呈线性变化关系。热量传递的不均匀性会导致篦齿腔内出现小旋涡,也增强了封严效果。小旋涡出现位置和旋涡大小与热边界端面的传热量和封严段前后压比有关。      

原子磁强计原子气室无磁加热温控系统设计

介绍一种用于原子磁强计原子气室的无磁加热温控系统设计。针对温控系统加热电流产生的磁场干扰,设计了双层加热丝加热膜结构的加热器件,该加热器件利用同层平行反向电流和层间平行反向电流产生的磁场相互抵消以减小加热电流磁场噪声;设计了滑动平均滤波器对采集的温度信号实施滤波以减小随机噪声的干扰;结合设计的高频加热信号的产生电路、幅度控制电路和功率放大电路开展了实验测试。测试结果表明,研制的双层加热丝加热膜结构加热器件相比单层加热丝加热膜结构加热器件的电流磁场噪声抑制能力提高了约16倍,实现的无磁加热温控系统的温控能力达到1. 2‰。     

飞行器持续气动加热的耦合性分析

分析了飞行器持续受热过程中的耦合性,指出了耦合性在分要持续气动加热问题中的必要性。针对存在的耦合性,本文提出了一种处理方法,并在此基础上给出了部分模拟计算结果。这些结果能够定性地反映出耦合性在气动加热问题上的影响。同时指出,任何瞬态算法和技术在评估飞行器持续受热和导热问题时必须十分慎重。