真实气体流动的相似规律

本文从具有化学反应的NS方程出发导出了真实气体流动的相似律,分别给出了高温空气非平衡流、平衡流和冻结流的相似参数。文中还讨论了航天飞机轨道器各种Mach数范围内的真实气体流动的相似参数和实验模拟问题。     

真实气体效应对Ma10级进气道流动的影响

为了探究高马赫数超燃冲压发动机高速飞行时真实气体效应对进气道流场的影响,仿真获得了不同气体模型下Ma10级进气道流场结构和性能。结果表明:进气道主流流场温度较低,不足以触发空气的离解反应,反应仅发生在边界层内,但反应程度较低,远未达到化学平衡状态,除了边界层温度及热载荷特性,其流场结果则更为贴近冻结流流场,因而化学非平衡模型与热完全气体模型的进气道通流流场结构和性能基本一致。而真实气体效应导致边界层特性的不同,对进气道起动特性产生影响,吸热离解反应通过对进口分离包的抑制和增大进口马赫数将进气道的再起动马赫数从9.8降低到9.4。在对进气道在宽速域应用中的钝化设计研究发现,真实气体效应虽然对前缘钝化进气道流场的压力分布和性能无明显影响,但是其能起到整体降低壁面热流的作用,不仅钝头处的热流降低了1MW/m2,通道内的热流也整体降低了0.1MW/m2。     

航天器地面模拟设备发展综述

本文回顾了高超音速地面模拟设备发展过程,这里既包括模拟理论方面的问题,也包括设备设计与建造方面的问题。目前,各国都在积极改进现有地面模拟设备或设计新型设备,以推进航天技术的发展。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

激波风洞高焓流动及其驻点对流和辐射热流测量

在激波风洞中用氢氧燃烧驱动方法获得了总压１４ＭＰａ,总温高达７２００Ｋ的高超声速高焓平衡流,可以模拟再入飞行速度４至５ｋｍ／ｓ的真实气体效应。本文还介绍了高温气流中驻点对流和辐射传热测量技术及其测量结果。     

考虑真实气体效应的一维非定常平衡流的随机选取法计算

本文提出一种近似随机选取法,计算一维非定常的高温平衡流动。采用稀疏激波替代等熵稀疏波,选用拟合经验方程计算高温热力学性质,并利用切割迭代方法加快收敛,从而计算大为简化,并有很好精度。     

CO2用于气动弹射的可行性分析

针对传统气动弹射介质空气做功能力不足的问题,提出采用CO_2作为新型气动弹射介质。基于质量守恒和能量守恒定律建立了以CO_2为弹射介质的弹射热力模型,并使用该模型对比分析了CO_2和空气作为弹射介质对于弹射性能的影响。得到了弹射过程中高低压室内介质状态以及飞行器运动参数的动态变化过程。与空气相比,CO_2具有更大的做功能力。相同的热力状态下弹射相同质量的飞行器,使用CO_2可获得更大的出筒速度。CO_2作为弹射工质对于大质量的飞行器优势明显,在不减小出筒速度的情况下,使用CO_2可使负载质量提升50%以上,验证了CO_2作为弹射工质的可行性。     

用直接模拟蒙特卡罗法求高温混合气体的热传导系数

本文在局域热平衡条件下，从传统现象产生的机出发，建立了气体热传导系数数值实验的物理模型。采用ＤＳＭＣ法，对高温混合气体热传导系数的实验过程进行数值模拟。考虑了真实气体的化学反应、内部自由度的激发等，对高温（２０００－１００００Ｋ）真实气体混合物的热传导系数的实体过程进行了数值模拟。获得了纯空气组元的真实热传导系数。经与热传导系数实测数据（４７３－１４７３Ｋ）和国外最新计算结果（２０００～１００００     

钟形返回舱空气动力特性数值模拟

文章基于Euler方程及N－S方程的数值求解方法，对回舱亚、跨声速和高超声速的流场及气动特性进行了数值模拟，其中Euler方程数值求解采用二阶Godunov有限体积法；N－S方程数值求解采用二阶Harten-Yee格式的差分法，得到同实验值一致的物面压力、气动力系数和在不同速度范围出现的激波、流动分离及旋涡等流场特征。通过完全气体、平衡气体和非平衡气体的流场数值模拟结果分析比较，得出真实气体效应对返回舱气动力特性影响较小这一结论。计算结果表明数值模拟方法是预测返回舱气动特性的有效手段。     

平衡空气模型的流动稳定性及转捩预测

研究高超声速平板边界层考虑真实气体效应的流动稳定性问题.采用7组元化学反应平衡模型,黏度和导热系数采用混合律,同时考虑组元浓度扩散引起的能量传递,在马赫数为10~20、壁面温度为500~3500K、飞行高度为20~30.5km等条件下,对平板边界层流动的稳定性进行了分析,给出了扰动演化相对增长的N值.计算结果表明:高马赫数飞行中不稳定扰动的第3模态将与第2模态合并,共同影响转捩;高温真实气体的流动稳定性特征,随着马赫数、壁面温度、飞行高度变化的基本趋势与完全气体的基本一致;与完全气体相比,真实气体的相对增长N值包络线较小,表明高温真实气体将抑制转捩发生.