电弧风洞高焓流场模拟与气动热校核研究

为了在电弧风洞更好地开展高超声速飞行器防热材料或结构热考核试验,基于有限体积离散,建立了针对电弧风洞高焓试验状态的多组分热化学非平衡流场数值模拟方法。针对中国空气动力研究与发展中心20MW电弧风洞不同试验模型的高焓流场进行了模拟,获得了试验状态的流场特性和模型表面热流分布,通过与试验测量值比较验证了计算方法。研究发现在喷管出口和试验模型之间的轴向距离很近的情况下,可以采用喷管流场和模型绕流分开模拟。通过对比数值模拟方法中的热化学模型,表明采用Gupta 7组分和5组分空气化学反应数据获得的模型表面热流非常接近,同时相比单温度模型结果,双温度模型结果与试验测量结果更接近。比较了多个状态条件下计算和试验测量获得的试验模型表面热流,发现二者相差都在15%以内,验证了建立的数值方法模拟该风洞高焓流场的可靠性。     

2219合金TIG补焊接头亮线影像成因及其力学性能

针对2219合金TIG补焊接头X射线底片亮线影像,开展2219合金不同坡口面角TIG补焊接头组织及性能研究。通过X射线、扫描电镜及能谱仪分析接头底片亮线影像位置对应的微观形貌及成分,并通过拉伸试验评价补焊接头力学性能。结果显示:在0～20°随坡口面角α值的增大,X射线底片上亮线影像的黑度逐渐降低;Cu含量较高的α(Al)+θ非平衡共晶组织对X射线的散射与吸收作用较强,是X射线底片亮线影像的成因;坡口面角α角侧受电磁搅拌作用弱于β角侧,其固-液界面前沿的边界层宽度大于β角侧,且温度梯度及边界层内的成分过冷度均大于β角侧,促进了α角侧枝晶的生长。当β角为20°时,在0°～20°随着α角度值增大,接头的抗拉强度与延伸率逐渐增大,20°时获得了优良的室温力学性能。X射线底片上存在亮线影像的补焊接头力学性能满足型号使用要求,亮线影像结构可不按焊接缺陷处理。     

过渡态工况下环形燃烧室热态三维数值模拟

利用商用软件对环形燃烧室从慢车到最大状态的过渡态过程进行了数值模拟,并通过与传统的工程计算方法(利用稳态计算来近似过渡态计算)得到的结果进行分析比较,研究了过渡态过程对燃烧室温度场的影响,结果表明:①过渡态计算与对应工况点的单点稳态计算存在一定的差别,主要表现在稳态计算的出口温度比过渡态计算的整体偏高;②时间步长是影响过渡态计算的关键因素,较小的时间步长能够使不同时刻流场参数之间的相互联系更加紧密,计算结果也就更接近于过渡态的真实过程;③过渡态计算中出口平均温度相对于油气比的变化在时间上具有一定的滞后性.      

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.      

固液混合火箭发动机固体燃料的燃速计算

分析了固液混合火箭发动机的燃烧特点、燃烧中气相过程和固体燃料内部的传热过程,利用由传热理论得出的固体燃料燃速公式和阿累尼乌斯(Arrhenius)燃速公式耦合计算,得到了燃速与氧化剂流率、轴向距离、装药初温和时间的变化规律.计算结果表明固体燃料燃速主要受氧化剂流率和轴向距离的影响,随氧化剂流率的增加而增加,随轴向距离的增加而减小.固体燃料燃速温度敏感性小,在设计发动机时可以不考虑装药初温的影响.利用热力计算得到了绝热燃烧温度与氧化剂流率和药柱长度的变化规律,绝热燃烧温度随氧化剂流率的增加存在一最大值.计算结果与相关文献的报道比较吻合,为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧及流动问题打好了基础.     

飞行器进入火星大气的流场预测

针对火星着陆探测器进入-下降-着陆过程的高超声速进入阶段, 利用三维并 行程序求解流体动力学Navier-Stokes方程与化学反应动力学模型, 分析火星 科学实验室进入火星大气时探测器周围的流场结构、化学非平衡效应影响和气 动特性变化规律. 结果表明, 对于完全气体模型, 来流的热力学性质参数选 取影响激波位置和强度. 在化学非平衡效应影响下, 探测器头部激波脱体距离 大幅减小, 驻点压力变化不大, 波后温度显著降低. CO₂在激波后大量分解, 消耗相当能量. 流线结构显示, 探测器尾迹流动中存在复杂的旋涡运动等流动 分离现象.     

各种排列双圆柱绕流相干性研究

本文讨论了各种排列双柱绕流的相干性问题。低湍流度高Re数的实验表明升力是由尾涡诱导引起的,而双稳态现象是由尾涡不稳定性引起的。此外,还对高湍流度状态作了探索性的工作,发现由于尾涡的可分性和狭缝流方向的不稳定性所共同引起的双稳态现象与低湍流度的情况有很大不同,升力和阻力也是如此。     

燃烧室非线性压力振荡及其产生机理研究

当燃烧不稳定现象发生时,燃烧室内部往往伴随有较大幅值的压力振荡,其表现形式是非线性的.为了加深对其产生机理的认识,在能量平衡方法的基础上,通过求解包含高阶非线性项的各阶能量平衡方程,模拟了燃烧室非线性压力振荡曲线,给出了不稳定状态下,燃烧室压力的陡峭化过程以及各阶模态的“极限环”幅值分布.在此基础上,进一步对初始线性增长率α以及非线性效应对“极限环”幅值的影响规律进行了参数化研究,获得相应的分布规律曲线.最后,作为验证,对不同稳定工况下的“爆炸弹”压力振荡过程进行了数值模拟.研究表明,不稳定燃烧过程中,各阶模态之间存在相互作用,且随着α的增加,“极限环”幅值呈线性递增趋势,而非线性效应对“极限环”幅值的影响规律则相反.此外,“爆炸弹”数值实验表明,在进一步完善非线性项后,能量平衡方法具有模拟非线性燃烧不稳定现象的潜力.     

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。     

考虑分子转动自由度的离散统一气体动理学格式

离散统一气体动理学格式（DUGKS）是一种适用于全流域模拟的有限体积方法。之前的研究考虑了分子平动自由度,验证了DUGKS在多尺度问题中的准确性及稳定性。本文基于Rykov模型方程构造了离散统一气体动理学格式,并采用Landau-Teller-Jeans转动能量松弛模型,可用于双原子气体从连续流动到稀薄流动的多尺度问题计算。测试了激波结构、超声速平板绕流以及超声速圆柱绕流等非平衡流动问题,计算结果显示出双原子气体分子中存在平动自由度与转动自由度对应的能量交换过程,并与统一气体动理学格式（UGKS）、直接蒙特卡罗（DSMC）方法的解以及实验值吻合较好。