高超声速飞行流场中的最大氧离解度分析

针对大气层内高超声速飞行时的化学非平衡现象,建立了沿驻点线流动的空气中氧离解度的计算模型. 模型假设氮气在氧气未充分离解时不发生离解,并且不涉及边界层内的复合反应. 理论计算发现,空气中氧的离解度随飞行高度的增加呈先增后减的非单调变化规律,其原因是由于化学反应平衡移动与非平衡效应相互作用的结果. 这一结论得到了数值模拟结果的验证,同时也解释了文献中当飞行高度较高时真实气体效应减弱的现象. 基于驻点线的近似理论模型,计算得到了轴对称钝头体绕流流场中的最大氧离解度及边界层外缘温度随飞行速度和高度变化的等值线图谱,相关结果可以为工程设计所用.      

高温非平衡流动中的氧分子振动态精细分析

高超声速流动在头激波压缩后常处于高 温条件下的热化学非平衡状态. 本文采用态-态方法和双温度模型计算分析了一维正激波后和高超声速钝体绕流驻点线上的氧气热化学非平衡流动. 态-态方法将氧气的每个振动能级当成独立的组分,通过耦合 Euler 方程或驻点线上的降维 Navier-Stokes 方程,数值求解得 到了高温流动中的精细热化学非平衡状态. 而双温度模型假设氧气的振动能级服从 Boltzmann 分布,通过求解振动能方程得到振动温度. 一维正激波后热化学松弛过程的计算结果表明,态-态计算预测的温度分布和氧原子浓度分布较好地吻合了文 献中的实验结果,而经典的双温度模型的预测结果误差较大,且不同双温度模型的计算结果比较发散. 态-态方法详细地给出了所有振动能级的变化过程. 无论是正激波还是脱体激波后的流场,都是高振动能级首先得到激发;但是数密度大的低振动能级先达到热平衡,而高能级 分子要经过很长距离后才能达到热平衡. 在驻点附近,复合反应生成的氧气分子处于高振动能级,导致高振动能级分子数密度显著高于平衡分布. 计算还发现,经典双温度模型的离解反应速率明显偏离态-态计算结果,无法准确体现振动离解耦合效应对离解反应 速率的影响,但是 Park 双温度模型将离解失去的振动能取为 0.3$\sim 高超声速流动在头激波压缩后常处于高 温条件下的热化学非平衡状态. 本文采用态-态方法和双温度模型计算分析了一维正激波后和高超声速钝体绕流驻点线上的氧气热化学非平衡流动. 态-态方法将氧气的每个振动能级当成独立的组分,通过耦合 Euler 方程或驻点线上的降维 Navier-Stokes 方程,数值求解得 到了高温流动中的精细热化学非平衡状态. 而双温度模型假设氧气的振动能级服从 Boltzmann 分布,通过求解振动能方程得到振动温度. 一维正激波后热化学松弛过程的计算结果表明,态-态计算预测的温度分布和氧原子浓度分布较好地吻合了文 献中的实验结果,而经典的双温度模型的预测结果误差较大,且不同双温度模型的计算结果比较发散. 态-态方法详细地给出了所有振动能级的变化过程. 无论是正激波还是脱体激波后的流场,都是高振动能级首先得到激发;但是数密度大的低振动能级先达到热平衡,而高能级 分子要经过很长距离后才能达到热平衡. 在驻点附近,复合反应生成的氧气分子处于高振动能级,导致高振动能级分子数密度显著高于平衡分布. 计算还发现,经典双温度模型的离解反应速率明显偏离态-态计算结果,无法准确体现振动离解耦合效应对离解反应 速率的影响,但是 Park 双温度模型将离解失去的振动能取为 0.3$\sim $0.5 倍分子离解能是比较合理的.     

高温非平衡流动中的氧分子振动态精细分析

高超声速流动在头激波压缩后常处于高温条件下的热化学非平衡状态.本文采用态-态方法和双温度模型计算分析了一维正激波后和高超声速钝体绕流驻点线上的氧气热化学非平衡流动.态-态方法将氧气的每个振动能级当成独立的组分,通过耦合Euler方程或驻点线上的降维Navier-Stokes方程,数值求解得到了高温流动中的精细热化学非平衡状态.而双温度模型假设氧气的振动能级服从B oltzmann分布,通过求解振动能方程得到振动温度.一维正激波后热化学松弛过程的计算结果表明,态-态计算预测的温度分布和氧原子浓度分布较好地吻合了文献中的实验结果,而经典的双温度模型的预测结果误差较大,且不同双温度模型的计算结果比较发散.态-态方法详细地给出了所有振动能级的变化过程.无论是正激波还是脱体激波后的流场,都是高振动能级首先得到激发;但是数密度大的低振动能级先达到热平衡,而高能级分子要经过很长距离后才能达到热平衡.在驻点附近,复合反应生成的氧气分子处于高振动能级,导致高振动能级分子数密度显著高于平衡分布.计算还发现,经典双温度模型的离解反应速率明显偏离态-态计算结果,无法准确体现振动离解耦合效应对离解反应速率的影响,但是Park双温度模型将离解失去的振动能取为0.3～0.5倍分子离解能是比较合理的.     

高速双锥绕流中热化学与输运模型影响研究

激波与边界层之间相互作用是高超声速飞行中的常见现象,对飞行器气动性能与飞行安全至关重要.对于高焓来流,流场中通常存在复杂的物理化学现象,此时准确模拟流场中激波边界层相互作用的难度大,相关物理化学建模仍有待进一步考察和研究.本文针对最近文献中纯净空气高超声速双锥绕流实验开展数值研究,分别研究了不同热化学模型与输运模型对壁面压力与热流的影响.热力学模型包括完全气体、热力学平衡和非平衡模型,化学模型包括冻结和非平衡化学模型,输运模型包括经典的Wilke/Blottner/Eucken模型与更加复杂的Gupta/SCEBD模型,以及考虑壁面催化/非催化影响的模型.计算了6个不同算例,涵盖了低焓至高焓来流等不同工况.壁面压力与热流的数值计算结果与实验结果符合较好;对于低焓来流,计算结果主要受到分子内能分布的影响,输运模型对计算结果的影响不大;对于高焓来流,一方面计算结果受到化学反应与壁面催化的影响较大,另一方面不同输运模型对计算结果的影响也更加明显.     

高速双锥绕流中热化学与输运模型影响研究

激波与边界层之间相互作用是高超声速飞行中的常见现象,对飞行器气动性能与飞行安全至关重要.对于高焓来流,流场中通常存在复杂的物理化学现象,此时准确模拟流场中激波边界层相互作用的难度大,相关物理化学建模仍有待进一步考察和研究.本文针对最近文献中纯净空气高超声速双锥绕流实验开展数值研究,分别研究了不同热化学模型与输运模型对壁面压力与热流的影响.热力学模型包括完全气体、热力学平衡和非平衡模型,化学模型包括冻结和非平衡化学模型,输运模型包括经典的Wilke/Blottner/Eucken模型与更加复杂的Gupta/SCEBD模型,以及考虑壁面催化/非催化影响的模型.计算了6个不同算例,涵盖了低焓至高焓来流等不同工况.壁面压力与热流的数值计算结果与实验结果符合较好;对于低焓来流,计算结果主要受到分子内能分布的影响,输运模型对计算结果的影响不大;对于高焓来流,一方面计算结果受到化学反应与壁面催化的影响较大,另一方面不同输运模型对计算结果的影响也更加明显.      

高超声速三维热化学非平衡流场的数值模拟

对三维高超声速热化学非平衡流场进行数值模拟,采用双温度热化学非平衡、11组元空气模型,考虑振动-离解耦合．差分格式采用沈清博士提出的“迎风型NND”格式,用熵修正方法消除了高超声速流数值模拟中的“carbuncle现象”．与LU-SGS方法结合,提高了单步计算效率和收敛性．数值模拟结果与文献结果进行了对比,并在弹道靶中进行了钢质圆球的弓形激波位置实验验证．计算结果与文献、实验的对比说明,三维热化学非平衡流计算程序可以精确地捕捉到强弓形激波,得到合理的空气动力系数．     

极高超声速稀薄气体原子辐射效应的p-DSMC方法

极高超声速流动激波层内的高温导致内能模态的激发并伴随热辐射发生, 过高的温度使得空气分子完全解离, 原子组分对辐射热的贡献将达到80%以上. 本文基于优化的原子辐射模型, 提出追踪光子?直接模拟蒙特卡罗(p-DSMC)方法, 研究了稀薄流区不同马赫数下的高超声速二维圆柱绕流的壁面辐射加热, 获得了有无激发辐射效应的壁面压力和热流以及沿驻点线变化的平动、振动和转动温度. 在不考虑激发辐射效应的情况下, 得到的壁面压力和热流与已有的模拟结果符合的非常好, 误差均在5%以内, 尤其是在驻点位置, 误差在1%以内; 获得的平动、振动以及转动温度均与文献结果符合的很好. 在相同的来流条件下, 考虑辐射效应后发现, 来流速度低于10 km/s时, 辐射加热不明显, 在驻点区域, 辐射加热占对流加热比重在7%左右; 来流速度大于10 km/s时, 在驻点区域, 辐射加热占对流加热比重将超过30%. 考虑辐射效应后, 对非平衡区的平动、转动和振动温度的最大值影响不大. 此外, 另一个重要结论是, 流场中原子的浓度是影响壁面辐射热流大小的一个重要因素.      

气体模型对再入飞行器气动力热环境影响的数值研究

复杂外形再入飞行器的设计,需对气动力热环境进行预测,由于不同的气体模型会对预测的结果产生影响,所以气动设计时就必须考虑这一影响.采用热化学平衡气体模型和双温度热化学非平衡气体模型对复杂外形再入飞行器的气动力热环境进行了数值计算;分析了气体模型对气动力、壁面热流等值线、驻点线平动温度、振动温度、组分质量分数等特征量的影响...     

基于非线性耦合本构关系模型的尖化前缘气动加热影响研究

结合数值模拟与风洞试验技术,在高超声速连续/稀薄滑移流条件下对尖化前缘这一典型构型的气动加热影响开展深入研究.在三维有限体积框架下,应用非线性耦合本构关系(nonlinear coupled constitutive relations, NCCR)模型对试验工况下的尖化前缘外形开展数值计算,检验NCCR模型在尖化前缘构型中准确描述局部稀薄非平衡流动和物面气动热的性能.数值结果与实验数据对比表明,在等效高度33 km的风洞试验条件下, NCCR模型计算得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差为1.81%, Fay-Riddell公式和纳维-斯托克斯(Navier-Stokes, NS)方程得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差均在5%以内,物面其他位置的壁面热流系数计算值与实验值偏差均在10%以内,证明此时飞行器尖化前缘区域局部稀薄气体效应对气动加热影响程度较弱;在等效高度60 km时,飞行器尖化前缘区域附近的局部稀薄气体效应对气动加热的影响较为明显, NS方程计算的驻点热流系数偏差为33.31%, Fay-Riddell公式计算驻点热流系数同实验值偏差为29.5%, NCCR模型计算的驻点热流...     

高超声速非平衡流动-辐射特性数值模拟研究

飞行器高超声速飞行过程中所承受对流加热和辐射加热可能具有相当的量级,因此合理准确预测气动加热需要将二者进行综合考虑.文章发展了具有非玻尔兹曼电子能级分布和振动能级分布的高温空气碰撞辐射模型,并耦合一维激波后流动方程计算不同飞行条件下激波后的非平衡流动特性,采用逐线辐射输运模型计算获得激波后非平衡辐射特性、辐射强度和辐射输运通量,深入比较分析了不同飞行高度和马赫数对非平衡流动和辐射输运过程的影响.计算结果表明对于高空高马赫飞行条件,其波后流动存在显著的热力学非平衡、化学非平衡和能级非平衡特征,在近激波区域高振动能级和原子高束缚电子激发态明显低于玻尔兹曼分布.在高空高马赫条件下真空紫外辐射占据主导地位,主要是由高能原子束缚-束缚跃迁造成的.随着高度和马赫数的下降,激波层内气体解离和电离程度降低,原子辐射贡献下降,分子辐射贡献增加,导致红外、可见光和紫外波段的辐射输运增强,真空紫外辐射输运过程减弱.     

热喷干扰气体模型对飞行器气动特性影响分析

针对不同气体模型对高超声速飞行器喷流反作用控制系统(RCS)热喷干扰流场模拟的计算效率和准确性问题, 基于喷流燃气物理化学模型, 通过数值求解含化学反应源项的三维N-S方程, 建立了飞行器RCS热喷干扰流场数值模拟方法, 分别采用化学反应流、反应冻结流、二元异质流以及空气喷流四种气体模型开展了典型外形热喷干扰流场的数值模拟, 研究了不同气体模型对热喷干扰流场结构、飞行器气动力热特性的影响, 分析了不同马赫数、飞行高度下的变化规律. 研究表明: 化学反应流模型计算精度较高, 计算与风洞试验数据的吻合程度优于其他三种简化模型; 在本文的低空条件下, 采用简化模型进行热喷干扰流场数值模拟, 会低估分离区大小, 使飞行器气动力特性预测出现偏差, 同时也会低估表面热环境, 对防热系统设计不利, 随着马赫数增加, 简化模型对气动力热特性预估的误差进一步增大, 同时不同简化模型之间的差异也进一步增大; 飞行高度较高时, 模型之间的差异减小, 此时可采用简化模型进行计算以提高计算效率. 本文的研究结果可为飞行器热喷干扰流场数值模拟及喷流反作用控制系统设计提供参考.      

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30$\sim$70km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气动外形;建立了高速飞行器动稳定性理论,在实现高超声速飞行器动态稳定飞行方面取得重大进展;最后讨论了高超声速飞行器设计中进一步需要关注的若干关键技术和科学问题、可能解决的途径及其所涉及的学科发展方向.      

高超声速高焓边界层稳定性与转捩研究进展

边界层由层流向湍流的转捩是高超声速飞行器设计面临的重大空气动力学问题. 随着飞行速域与空域的不断拓展, 高超声速高焓边界层中的高温气体效应会使得量热完全气体假设失效, 从而深刻影响流动转捩过程. 相关研究涉及多个学科, 是典型的多物理场耦合问题. 近年来, 随着相关飞行器技术的快速发展, 高超声速高焓边界层转捩问题的重要性越来越得到体现, 相关研究已成为国际上的热点领域. 本文综述相关研究进展, 首先介绍目前常用的高温气体物理模型, 尤其关注热化学非平衡模型, 并介绍激波捕捉、激波装配和边界层方程解等常用的高焓流动求解方法, 以及相关风洞和飞行试验技术的进展. 然后综述高温气体效应对转捩过程中的感受性、模态增长、瞬态增长和非线性作用等的影响的相关研究, 其中流向不稳定性中出现较大增长率的第三模态和超声速模态引起了广泛的研究兴趣. 最后进行总结, 并对未来发展略作展望.      

INTERFERENCE OF SHOCK AND BOUNDARY LAYER IN SUPERSONIC FLOW

激波与物面边界层的干扰涉及可压缩流动的稳定性、转捩、分离等问题,直接影响到飞行器的阻力、表面热防护和飞行性能等工程技术问题。首先总结了前人对于激波与边界层的干扰所做的工作,之后重点研究和对比分析了超声速与跨声速流动中,正激波、斜激波以及头部激波对于飞行器层流和湍流边界层的干扰影响。激波强度的不同对边界层干扰作用不同,在强干扰情况下将会引起边界层分离和翼型失速。     

AN APPROXIMATE MODEL OF UNSTEADY AERODYNAMICS FOR HYPERSONIC PROBLEMS AT HIGH ALTITUDE

针对高空高马赫数飞行环境和强黏性干扰的物理特性, 在当地流活塞理论的基础上引入有效外形修正, 发展了黏性修正当地流活塞理论, 结合定常N-S方程解给出了高空高马赫数下针对该方法的有效外形的判据, 并通过数值算例对该判据进行了验证.通过对典型尖头薄翼和典型钝头翼的一系列二维非定常算例, 将该方法与一阶活塞理论、基于欧拉(Euler)方程的当地流活塞理论和非定常N-S方程数值解进行了对比. 结果显示在高度为40~70 km、马赫数为10~20范围内, 通过该方法计算得到的非定常气动力与非定常N-S方程数值解吻合较好, 明显优于活塞理论和基于Euler方程的当地流活塞理论.该方法克服了传统的活塞理论和当地流活塞理论不能用于高空高马赫数这类强黏性效应情况的弊端, 在较宽的马赫数、攻角、飞行高度范围内都有良好的适用性, 同时其计算效率远高于非定常N-S方程.     

Nonequilibrium hypersonic flow of gas past a wing of small aspect ratio

It is well known [1] that nonequilibrium physicochemical processes taking place in gases at high temperature influence the gas-dynamic parameters and aerodynamic characteristics of bodies in hypersonic flight. In the present paper, the thin shock layer method [2–4] is used to consider the problem of nonequilibrium hypersonic flow of gas past a wing of small aspect ratio at an angle of attack. It is shown that the flow component of the vorticity is conserved along the streamlines, and this property is exploited to obtain an analytic solution of the equations of the three-dimensional nonequilibrium shock layer. The influence of the disequilibrium on the thickness of the shock layer and the pressure distribution is investigated.     

MULTI-OBJECTIVE OPTIMIZATION AND AERODYNAMIC PERFORMANCE ANALYSIS OF THE UPPER SURFACE FOR HYPERSONIC VEHICLES

为分析小攻角巡航条件下吸气式高超声速飞行器上壁面的变化对其气动性能和容积的影响, 以参数化后的飞行器上壁面对称面型线为设计变量, 在飞行马赫数6.5, 飞行高度27 km, 飞行攻角为4°的条件下, 采用计算流体力学为性能分析工具, Pareto多目标遗传算法为优化设计方法, 开展了二维条件下的升阻比/容积双目标优化设计. 在此基础上, 选择典型的二维优化结果, 重构生成对应的三维构型并进行数值分析, 获得了飞行器气动性能和容积间的相互关系. 结果表明在巡航条件下, 尽管二维/三维条件下飞行器的气动参数数值有较大差别, 但在这2种条件下, 飞行器的升阻比和容积间的关系均近似呈线性反比例关系. 同时, 对于三维构型而言, 在给定容积不变的条件下, 通过改变上壁面对称面型线的形状仅能使升阻比获得较小的增量(约0.36%). 相比之下, 当给定升阻比基本不变的条件下, 飞行器容积可调空间相对较大, 约为1.93%. 此外, 计算结果还表明, 在飞行器的容积基本不变情况下, 通过调节上壁面对称面型线, 可使飞行器的俯仰力矩获得5%左右的调节空间, 且其升阻比基本不变.     

细长锥边界层绊线转捩风洞自由飞试验

通过在半锥角θ_c=10°细长锥面上布置一定数量的人工绊线,促使细长锥表面边界层在相应轴向位置上发生层流向湍流转变的固定转捩,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速细长锥再入体无控自由飞行下的运动特性和气动特性影响规律,并与以往无人工绊线的细长锥风洞自由飞试验结果作对比.试验马赫数Ma=5.0,通过改变风洞前室总压P_0实现两个雷诺数的模拟,以模型长为特征尺寸自由流雷诺数分别为0.84×10~6和1.68×10~6.结果表明:当自由流雷诺数Re=0.84×10~6时,人工绊线尚不足以促使边界层发生转捩,有绊线的细长锥气动特性与无绊线基本一致,动稳定导数大于零;当自由流雷诺数Re=1.68×10~6时,人工绊线促使边界层发生固定转捩,细长锥的动稳定导数小于零,细长锥自由飞行动稳定.     

ACTIVE SEPARATION CONTROL FOR THE FLYING-WING UAV USING SYNTHETIC JET

以小展弦比飞翼式无人机为对象,开展了基于零质量射流的主动流动控制数值模拟研究. 比较分析了应用零质量射流前后飞翼式无人机纵向气动特性的改善效果,并通过流场特征的分析探讨了流动控制技术产生气动增益的原因. 研究结果表明在模型中等迎角、大迎角范围,零质量射流技术可以显著增加升力系数,最大幅值达25%,并且拓宽了纵向力矩的线性范围. 机理分析表明,零质量射流扰动通过提高模型绕流场的边界层掺混,增强附面层内外的动量输运,使得附面层有足够的能量克服逆压梯度和黏性损耗,从而达到减缓流动分离甚至使分离流再附的目的.