高超声速再入体表面热解烧蚀效应数值模拟

表面防热材料热解与烧蚀效应研究在高超声速飞行器总体设计中具有重要应用价值。以热解烧蚀效应对飞行器目标特性及通信性能影响的预测评估为背景,从化学非平衡气体动力学方程及固体热传导方程出发,建立了气-固交界面上热解烧蚀壁面边界条件的一般形式及热物理化学模型,发展了高超声速再入体绕流流场与表面材料内部温度场耦合求解的数值模拟方法,并对计算模型和数值方法的可靠性进行了验证分析。在此基础上针对复杂外形再入体及表面硅基防热材料,开展了典型再入条件下再入体绕流及尾流流场的数值模拟,重点分析了表面材料热解烧蚀效应对流场等离子体分布的影响。研究表明：在表面材料中不含碱金属杂质的情况下,热解与烧蚀效应对流场中等离子体分布影响较小,而在含有微量碱金属杂质的情况下,热解与烧蚀效应对流场中等离子体分布及化学组分分布具有很大影响,由此对再入目标特性与电磁通信性能带来的影响不容忽视。     

时空非均匀等离子体鞘套中太赫兹波的传播特性

高超声速飞行器再入地面的过程中,其周围等离子体的电子密度是非均匀且随时间变化的.对于不同的再入高度,飞行器周围的温度和压强也会发生改变.因此,研究电磁波在时空非均匀等离子体鞘套中的传播特性意义重大.首先建立了时变非均匀的等离子体鞘套模型,然后通过经验公式得到温度、压强与碰撞频率三者的关系.采用时域有限差分方法计算了太赫兹波段中不同电子密度弛豫时间、温度、压强时的反射系数、透射系数和吸收率.研究结果表明:在太赫兹波段中,电子密度的弛豫时间越长,温度越高,压强越大,电磁波越容易穿透等离子体;弛豫时间越短,温度越低,压强越小,等离子体对电磁波吸收率的变化越明显.这些结果为解决"黑障"问题提供了理论依据.     

点火位置对激光等离子体减阻效能的影响

利用激光等离子体减小高超声速飞行器波阻是一种新概念减阻方式,点火位置是研究减阻效能的重要参数。基于有限体积法和分区结构网格划分的高分辨力数值方法,在气流马赫数为6.5、飞行高度为30km条件下,计算了不同点火位置对减小高超声速飞行器波阻的影响。研究结果表明:利用激光等离子体可以有效地减小高超声速钝头体飞行器波阻;点火位置到驻点的距离与飞行器直径之比为2时,减阻效果最好,且数值模拟与理论计算结果吻合较好。     

点火位置对激光等离子体减阻效能的影响

利用激光等离子体减小高超声速飞行器波阻是一种新概念减阻方式,点火位置是研究减阻效能的重要参数。基于有限体积法和分区结构网格划分的高分辨力数值方法, 在气流马赫数为6.5、飞行高度为30 km条件下,计算了不同点火位置对减小高超声速飞行器波阻的影响。研究结果表明：利用激光等离子体可以有效地减小高超声速钝头体飞行器波阻;点火位置到驻点的距离与飞行器直径之比为2时,减阻效果最好,且数值模拟与理论计算结果吻合较好。     

THz电磁波在时变非磁化等离子体中的传播特性研究

本文建立了时变非磁化等离子体平板的一维模型,并采用时域有限差分(FDTD)方法对太赫兹(THz)电磁波在时变等离子体中传播时的反射、透射系数及吸收率进行了计算.然后根据计算结果分析了时变等离子体的上升时间、电子密度、温度以及等离子体平板厚度等参数对不同频段THz波在等离子体中传播特性的影响.分析结果表明:THz波在时变等离子体中传播时,其反射系数受等离子体电子密度和上升时间的影响较大;而吸收率则随着上升时间的减小、电子密度及平板厚度的增加而增大;此外,THz电磁波能够穿透量级为1020m-3的高密度等离子体层,可以作为再入段飞行器通信以及高密度等离子体诊断的理想工具.     

热化学模型对高超声速磁流体控制数值模拟影响分析

针对等离子体流场的模拟准确性问题及其对高超声速磁流体控制的影响,通过数值求解三维非平衡Navier-Stokes流场控制方程和Maxwell电磁场控制方程,建立了三维低磁雷诺数磁流体数值模拟方法及程序,分析了不同空气组分化学反应模型和壁面有限催化效率等因素对高超声速磁流体控制的影响.研究表明:不同空气组分化学反应模型对高超声速磁流体流场结构、气动力/热特性控制的影响不容忽视;对于本文计算条件,Park化学反应模型在组分模型一致性、等离子体模拟准确性等方面具有一定优势;磁控热防护效果,受壁面有限催化复合系数影响较大,两者呈非线性关系,不同表面区域差异较大;磁场对磁阻力伞及其磁阻力特性影响,受壁面催化效应的影响相对较小.     

大气压非平衡等离子体甲烷干法重整零维数值模拟

大气压非平衡等离子体由于其独特的非平衡特性,可为甲烷和二氧化碳稳定温室气体分子活化和重整提供非热平衡和活化环境.本文采用了零维等离子体化学反应动力学模型,考虑了详细的CH₄/CO₂等离子体化学反应集,重点研究了反应气体CH₄/CO₂摩尔分数(5%—95%)对大气压非平衡等离子体甲烷干法重整制合成气和重要含氧化合物的影响.首先,给出了进料气体不同体积比时电子密度和温度随时间的演化规律,结果表明初始甲烷摩尔分数的提高有利于获得较高的电子密度和电子温度.随后,讨论了主要自由基和离子数密度在不同的甲烷摩尔分数下随着时间的变化规律,并给出了反应气体的转化率、合成气体和重要含氧化合物的选择性.此外,还明确了合成气和含氧化合物主要生成和损耗的化学反应路径,发现甲基和羟基是合成含氧化合物的关键中间体.最后,归纳总结给出了主要等离子体粒子之间的总体等离子体化学反应流程图.     

外加电磁窗减缓再入飞行器的通信中断

为解决再入过程中的黑障问题,在前期磁窗天线增强等离子体透波特性研究基础上,开展了外加电磁窗影响研究,磁体为钕铁硼,外加电压为100 V。利用不同飞行高度下的流场数据,对不加电磁场、外加磁场和外加正交电场与磁场影响下的流场进行数值模拟,对比不同参数设置下天线窗口处的电子密度和电磁波衰减常数,分析了再入飞行器的飞行高度、天线窗位置、电磁波频率、电子密度和碰撞频率等参数对电磁窗天线性能的影响。从分析结果可以看出,外加正交电场与磁场对于减缓再入过程中黑障的效果优于仅外加磁场,通过合理选择电磁窗的工作状态和参数可以改变等离子体的分布特性和介电参数,能够有效地增强电磁波在等离子体鞘套中的传输,为解决和减缓通信中断问题提供了一种可能的途径。     

尖化前缘的稀薄气体化学非平衡流动和气动加热相似律研究

以近空间尖前缘高超声速巡航飞行器的研制为背景, 作者在前一阶段采用模型理论分析方法, 陆续研究了沿微钝前缘驻点线的化学非平衡流动和气动加热相似律, 文章是上述研究的综合回顾和深化讨论.稀薄条件下, 驻点附近流动和传热出现一系列与连续流动模型不同的新特征, 超出了经典气动热预测理论的适用范围.作者建立了一个沿驻点线能量传递和转化的广义模型, 并分别推导了具有实际物理意义的边界层外离解非平衡流动判据和边界层内复合非平衡流动判据.基于这些判据构建了预测非平衡流动驻点气动加热的桥函数, 并讨论了稀薄非平衡真实气体流动和气动加热的相似律, 发现新型近空间尖前缘飞行器遭遇的气动热环境不同于传统大钝头航天器再入问题, 传统的天地换算相似准则将会失效.这些理论分析结果可为稀薄非平衡化学反应流及气动加热的实验和计算提供一个标模检验的手段.      

亚大气压六相交流电弧等离子体射流特性研究:实验测量

以临近空间高超声速飞行器以及航天器再入大气环境飞行过程"黑障"问题的研究为背景,进行了多相交流电弧放电实验装置的物理设计,建立了六相交流电弧等离子体实验平台(MPX-2015),在背景压力为500 Pa的亚大气压条件下获得了最大直径和长度分别达到14.0 cm和60.0 cm的等离子体射流.研究了工作气体流量、真空腔压强、电极间距以及弧电流等因素对等离子体自由射流和冲击射流特性的影响规律.结果表明:在实验参数范围内,真空腔压强对等离子体的射流特性影响最为显著,等离子体自由射流的长度和直径以及冲击钝体条件下的鞘套有效工作长度和厚度均随着压强的降低而增大;提高沿电极环缝注入的工作气体流量或弧电流亦有利于等离子体鞘套尺寸的增加.上述工作有助于进一步开展临近空间飞行器与其周围复杂介质环境间复杂的气动热效应和"黑障"问题的研究.     

Measurement of the decay rate of single-frequency perturbations on blast waves

To explore the validity of theories forwarded to explain the dynamics of hydrodynamic perturbations on high Mach number blast waves, we have studied the decay rate of perturbations on blast waves traveling through nitrogen gas. In our experiments, 1 kJ pulses from the Z-Beamlet laser at Sandia National Laboratories illuminated solid targets immersed in gas and created blast waves. The polytropic index implied by comparing experiment to theoretical predictions is compared to simulation results.     

气相井喷的泄漏源模型及其仿真

 钻井过程的井喷是气田开发中最严重的事故之一,研究气相井喷的泄漏和扩散进而为现场应急提供科学依据,必须首先明确钻井过程中井喷的泄漏源模型。采用流体力学特别是气体动力学理论与计算流体力学技术相结合的方法,分析和模拟了气相井喷的泄漏源模型。通过基于理论分析的数值仿真,得到了气相井喷的温度、静压和马赫数分布等气体动力学参数,仿真结果与理论分析以及相关实验的结论具有很好的一致性。研究表明,钻井过程中气相井喷的泄漏源可以用塞流模型表征,气相井喷可视为欠膨胀射流。     

钝锥再入飞行器黏性干扰效应建模

针对典型的钝锥外形, 采用统一气体动理学格式(UGKS)模拟了高度70~110 km下不同Mach数和攻角的流场, 进行了流场特性的分析, 并基于黏性干扰的理论成果, 将气动力特性与第3黏性干扰参数、攻角和Mach数等参数进行关联, 建立了气动力系数的黏性干扰模型, 给出了模型预测结果的相关性分析和准确性评估。经初步测试, 该模型预测结果与UGKS直接模拟结果具有良好的一致性, 对工程应用快速获取高空气动特性具有重要意义。      

Flow characteristics of supersonic gas passing through a circular micro-channel under different inflow conditions

Gas flow in a micro-channel usually has a high Knudsen number. The predominant predictive tool for such a microflow is the direct simulation Monte Carlo(DSMC) method, which is used in this paper to investigate primary flow properties of supersonic gas in a circular micro-channel for different inflow conditions, such as free stream at different altitudes, with different incoming Mach numbers, and with different angles of attack. Simulation results indicate that the altitude and free stream incoming Mach number have a significant effect on the whole micro-channel flow field, whereas the angle of attack mainly affects the entrance part of micro-channel flow field. The fundamental mechanism behind the simulation results is also presented. With the increase of altitude, thr free stream would be partly prevented from entering into micro-channel.Meanwhile, the gas flow in micro-channel is decelerated, and the increase in the angle of attack also decelerates the gas flow. In contrast, gas flow in micro-channel is accelerated as free stream incoming Mach number increases. A noteworthy finding is that the rarefaction effects can become very dominant when the free stream incoming Mach number is low. In other words, a free stream with a larger incoming velocity is able to reduce the influence of the rarefaction effects on gas flow in the micro-channel.     

可压缩混合层流场光学效应分析与实验研究

利用量级分析和风洞实验研究了末制导光学外冷窗口典型流动(可压缩混合层流动)气动光学效应的规律性.理论分析主要针对视线误差(boresight error, BSE)与混合层流场特征参数之间的关系进行了讨论. 研究结果表明: 在可压缩混合层中影响时均BSE的特征参数主要有 对流马赫数、雷诺数、自由流与混合层界面剪切应力、自由流速度比和密度比等因素; 采用细光束穿越混合层流场的风洞试验结果主要证实了时均BSE与对流马赫数之间的关系. 关键词： 气动光学效应 可压缩混合层 对流马赫数     

高速流动PIV示踪粒子跟随性分析

通过理论推导提出了一种评价高速流动PIV示踪粒子随流能力的松弛特性分析模型,在法向Mach数大于1.4时具有良好的适用性.将新模型应用于试验测量,发展了高速流动PIV系统和示踪粒子布撒技术,验证了高速流动PIV的定量化测量能力.针对空间发展的二维超声速气固两相混合层,数值模拟了不同Stokes数和对流Mach数（M_c）下的粒子跟随性以及弥散和迁徙运动,结果表明:相同对流Mach数,粒径越小的示踪粒子跟随性越好,Stokes数在[1, 10]范围内的粒子有最大扩散距离.示踪粒子的直径大小决定其在超声速混合层大涡拟序结构中的分布特征,且粒径越小,气体与粒子的掺混越剧烈.相同粒径的粒子,对流Mach数越大跟随性越差.      

超声速流场条件下激光辐照耦合效应数值模拟

激光辐照结构物包含复杂的多物理场耦合问题,其存在流、热、固多种机制的耦合效应。结合计算流体力学(CFD)和有限元方法,对超声速条件下的激光辐照平板问题进行了热流固耦合分析。采用CFD方法得到平板附近流场分布,利用有限元方法计算平板的温度分布,并将二者结合起来实现流体和固体间的数据交互。理论分析确定了流场效应的最主要影响参数为来流马赫数与攻角。对于不同马赫数,激光区域在6 Ma条件下存在温度的谷值,小于等于6 Ma条件下主要体现为冷却效应,而6 Ma以上主要体现为气动加热效应。攻角增大会导致激光区流体质量流量的增加,使冷却效应更加明显。最后综合分析了流场气动加热和冷却两种效应的产生机制。     

基于真实气体效应的湍流标度律特性

在量热完全气体、热完全气体和化学反应完全气体等3种气体模型假设下,利用Mach数为4.05、壁温为1 300 K的超声速槽道湍流的直接数值模拟（direct numerical simulation,DNS）结果,对标度律和自相似性做了详细分析.结果表明,不仅在量热完全气体模型下存在标度律和扩展自相似性,而且在热完全气体和化学反应完全气体模型下标度律和扩展自相似性仍然成立.压缩性的影响使得速度结构函数通过Favre平均获得更为合适.与热完全气体模型的结果相比,化学反应完全气体和量热完全气体模型的结果吻合更好.      

用格子Boltzmann模型模拟可压缩完全气体流动

采用一种新的格子Boltzmann模型模拟超音速流动。在这种模型中,粒子的速度不受限制,可以取得很广。而平衡分布函数的支集却相对集中,使模型得以简化。粒子速度的这种自适应特性允许流体以较高的马赫数流动。通过引入粒子的势能使得该模型适用于具有任意比热比的完全气体。利用Chapman-Enskog方法,从BGK型Boltzmann方程推导出Navier-Stokes方程。在六边形网格上模拟了马赫数为3的前台阶绕流,得到了合理的结果。     

进入轨道偏差对火星科学实验室气动力特性的影响

针对火星科学实验室(MSL)高超声速进入过程,利用三维并行程序求解流体力学Navier-Stokes方程,耦合真实气体模型,分析火星大气中真实气体效应对进入器气动力特性的影响量在进入轨道发生偏差时的变化规律.结果表明:对海盗号的计算结果与飞行数据符合很好,验证了火星大气真实气体模型和计算方法;真实气体效应影响下,激波层厚度大为减小,温度下降明显,进入器阻力系数明显增加,升力系数变化不大,俯仰力矩系数增加,基准状态下配平攻角较完全气体减小约2.2°;高度不变,Ma数增加导致阻力系数和俯仰力矩系数增大,配平攻角和完全气体的差值由1.6°增加到2.6°,表明Ma数变大时真实气体效应引起的气动力变化增强;Ma数不变,高度增加略微减弱波后化学反应,对进入器气动力特性基本没有影响.