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．     

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.     

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.      

高超声速飞行流场中的最大氧离解度分析简

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.     

高超声速MHD球头激波脱体距离理论求解

高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场, 电离气体为磁场应用提供了直接工作环境, 磁流体流动控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律, 这可以有效改善高超声速飞行器气动特性. 激波脱体距离作为高超声速磁流体流动控制较为直观的气动现象, 受到研究者重点关注; 磁场添加后激波脱体距离发生变化, 其变化幅度直接反映磁控效果, 然而基于高超声速磁流体流动控制的相关理论模型较少, 需要进一步发展. 本文基于低磁雷诺数假设和偶极子磁场分布的条件, 通过对连续方程沿径向积分以及对动量方程采用分离变量的方法, 推导了高超声速磁流体流动控制下的球头激波脱体距离解析表达式. 理论分析结果表明, 激波脱体距离随着磁相互作用系数的增加而变大; 随着来流速度的增加, 磁相互作用系数变为影响激波脱体距离大小的主要因素. 本文理论模型可以达到快速评估磁控效果的目的, 对高超声速磁流体流动控制实验方案设计和结果分析具有一定的指导意义.      

基于多层分块算法的激波干扰流场预测

激波-激波干扰流场预测是超声速乃至高超声速流动中最具挑战性的问题之一. 特别地, 第IV类激波干扰由于其在壁面驻点附近产生极高的热载荷而备受关注. 本文针对圆柱诱导的弓形激波和入射斜激波的干扰问题, 分别基于量热完全气体模型和考虑振动激发的热完全气体模型, 数值求解有黏二维可压缩NS方程, 分析了高温气体效应对激波干扰流场结构, 以及第IV类激波干扰流场状态参数的影响. 接着, 本文基于一种具有广义可分离特性的遗传算法 (多层分块算法), 给出能够预测不同气体模型下第IV类激波干扰流场三波点的坐标位置、超声速射流的几何形状等特征性几何结构的数学模型, 进一步获得高温气体效应对激波干扰类型转变准则影响的定量化评估. 激波干扰类型转变准则面上的多组临界工况的激波干扰流场结构以及壁面压力和壁面热流分布的对比结果表明, 不同气体模型下的激波干扰类型和流场结构差异较为显著, 获得的定量化预测模型对工程中气动热环境的预测具有一定的参考价值.      

高超声速飞行复现风洞理论与方法

针对高超声速飞行伴随的热化学反应流动,本文回顾了郭永怀先生的科研理念和学科布局,综述了他亲手成立的高温气动团队在高超声速飞行风洞实验模拟理论与方法方面的研究进展.高温气体的迅速产生与迅速应用是一种理想的风洞运行方法,而激波管就是这样一种实验装备.论文首先介绍了激波管技术的基本理论与方程,指出将其用于高超声速流动实验模拟时所具有的独特优势.然后讨论了应用激波风洞复现需要的高超声速飞行状态的可行性、基本方程和需要解决的关键问题.针对这些关键问题,进一步介绍了如何应用爆轰现象研发激波风洞驱动技术的理论,并给出了基于爆轰驱动方法的技术发展和工程应用验证.最后,论文介绍了爆轰驱动激波风洞的界面匹配条件,该条件奠定了长实验时间激波风洞运行基础,是其他驱动方法尝试解决而没能完全解决的难题.高温气动团队关于高超声速飞行复现风洞的理论与技术研究,实现了郭永怀先生的战略规划,成就了国际领先的高超声速热化学反应流动研究平台.     

高超声速飞行复现风洞理论与方法

针对高超声速飞行伴随的热化学反应流动,本文回顾了郭永怀先生的科研理念和学科布局,综述了他亲手成立的高温气动团队在高超声速飞行风洞实验模拟理论与方法方面的研究进展.高温气体的迅速产生与迅速应用是一种理想的风洞运行方法,而激波管就是这样一种实验装备.论文首先介绍了激波管技术的基本理论与方程,指出将其用于高超声速流动实验模拟时所具有的独特优势.然后讨论了应用激波风洞复现需要的高超声速飞行状态的可行性、基本方程和需要解决的关键问题.针对这些关键问题,进一步介绍了如何应用爆轰现象研发激波风洞驱动技术的理论,并给出了基于爆轰驱动方法的技术发展和工程应用验证.最后,论文介绍了爆轰驱动激波风洞的界面匹配条件,该条件奠定了长实验时间激波风洞运行基础,是其他驱动方法尝试解决而没能完全解决的难题.高温气动团队关于高超声速飞行复现风洞的理论与技术研究,实现了郭永怀先生的战略规划,成就了国际领先的高超声速热化学反应流动研究平台.      

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...     

高温热化学非平衡气动热试验与仿真技术研究进展

临近空间新型飞行器向全空域、更高马赫数发展,面临的气动热环境会越发恶劣,高温流场气动热预测技术是该类飞行器发展的关键技术之一.高超声速气流通过激波压缩或黏性阻滞减速,分子动能转化为内能,产生了高温.高温引起体分子振动、电子激发,伴随离解、电离反应等一系列复杂气动物理现象,其流场气动热预测面临诸多挑战.文章对高温热化学非平衡气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨.首先,阐述了国内外高温气动热地面试验技术的发展历程,重点介绍分析了气动热风洞试验设备的模拟能力及目前试验测试技术的研究水平;然后,调研和讨论了高温气动热数值模拟研究现状,分别从热化学模型、辐射输运和壁面催化/烧蚀等多个角度探讨了热化学非平衡流场气动热数值模拟规律;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了高温气动热试验与仿真技术后续应重点解决的问题.     

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.      

凝聚态物质振动-平动能量弛豫过程的分子动力学模拟

本文利用分子动力学计算机模拟方法,研究了稠密态双原子分子振动-平动弛豫速率与分子离解能、密度和温度的关系。发现振动弛豫速率随着分子离解能的增高而下降。这一现象与由光谱数据得到的结果是一致的。它可以用振动频率的下降来解释;分子振动弛豫速率随密度增大而加快,在我们所作的范围内,似乎看不到弛豫速率与温度有关。     

高温气体热化学反应的DSMC微观模型分析

热化学耦合的非平衡现象一直是高温气体热化学问题研究的难点, 制约了诸如爆轰波胞格结构、低温点火速率等现象的分析. 本文以高温氮气离解和氢氧燃烧中的链式置换反应为例, 从微观反应概率、振动态指定的反应速率、热力学非平衡态的宏观反应速率、碰撞后的能量再分配等角度, 分析了直接蒙特卡罗模拟中的典型化学反应模型(TCE, VFD, QK模型)的微观动力学性质. 研究发现, 无论是高活化能的高温离解反应还是低活化能的链式置换反应, 实际参与反应的分子的振动能概率分布都偏离了平衡态的Boltzmann分布, 包含较强振动能额外影响的VFD模型可以很好地模拟高温离解反应, 而TCE (VFD的一个特例)和QK模型对活化能较低的链式置换反应的预测效果相对更好. 此外, 化学反应碰撞后的能量再分配应遵循微观细致平衡原理, 细微的偏差都可能造成平动能和振动能难以达到最终的平衡状态. 直接蒙特卡罗模拟的应用评估结果表明, 化学反应的振动倾向对热化学耦合过程产生了明显的影响, 特别是由于高振动能分子更多地参与了化学反应, 气体平均振动能的下降将影响后续化学反应的进行.      

凝聚态物质振动-平动能量弛豫过程的分子动力学模拟

本文利用分子动力学计算机模拟方法,研究了稠密态双原子分子振动-平动弛豫速率与分子离解能、密度和温度的关系。发现振动弛豫速率随着分子离解能的增高而下降。这一现象与由光谱数据得到的结果是一致的。它可以用振动频率的下降来解释;分子振动弛豫速率随密度增大而加快,在我们所作的范围内,似乎看不到弛豫速率与温度有关。     

高超声速流场激光测速技术研究进展

高超声速气流条件下飞行器内/外部流动中存在强湍流及脉动、边界层转捩、激波-边界层干扰和高温真实气体效应等耦合效应,表征该非定常流动现象对飞行器气动力、气动热以及目标光电特性等产生的影响是高超声速流动研究中的前沿课题.速度作为表征流动过程最重要的参数之一,准确的速度测量对于深入理解上述复杂流动-传输机理以及高超声速飞行器设计具有重要指导意义.文章针对高超声速流场速度测量中几种常用的非接触式激光测试技术进行了综述,主要包括基于空间法的粒子图像测速,基于激光吸收光谱、激光诱导荧光和瑞利散射的多普勒测速,基于飞行时间法的分子标记测速,以及基于流场折射率的聚焦激光差分干涉测速技术.首先简要介绍每种激光测速技术的基本原理,然后进一步介绍该技术在高超声速自由流、层/湍流边界层、激波/边界层干扰、尾流或其他复杂流动区域的速度及其脉动度测量等方面的典型应用,分析各种技术环境适用性及面临的局限性和挑战.最后对基于激光技术的高超声速流场速度测量进行了总结及发展趋势展望.     

高温气体热化学反应的DSMC微观模型分析

热化学耦合的非平衡现象一直是高温气体热化学问题研究的难点,制约了诸如爆轰波胞格结构、低温点火速率等现象的分析.本文以高温氮气离解和氢氧燃烧中的链式置换反应为例,从微观反应概率、振动态指定的反应速率、热力学非平衡态的宏观反应速率、碰撞后的能量再分配等角度,分析了直接蒙特卡罗模拟中的典型化学反应模型(TCE,VFD,QK模型)的微观动力学性质.研究发现,无论是高活化能的高温离解反应还是低活化能的链式置换反应,实际参与反应的分子的振动能概率分布都偏离了平衡态的Boltzmann分布,包含较强振动能额外影响的VFD模型可以很好地模拟高温离解反应,而TCE(VFD的一个特例)和QK模型对活化能较低的链式置换反应的预测效果相对更好.此外,化学反应碰撞后的能量再分配应遵循微观细致平衡原理,细微的偏差都可能造成平动能和振动能难以达到最终的平衡状态.直接蒙特卡罗模拟的应用评估结果表明,化学反应的振动倾向对热化学耦合过程产生了明显的影响,特别是由于高振动能分子更多地参与了化学反应,气体平均振动能的下降将影响后续化学反应的进行.     

高超声速高温气体效应判据

基于动理论的观点, 提出几种定量判据, 用以判断在怎样的飞行条件下, 高超声速飞行器周围高温空气分子的振动、离解、电离效应是重要的.      

一种新的玻尔兹曼方程可计算模型构造与分析

临近空间飞行器因各部件尺寸差异较大, 在高空高马赫数条件下飞行会出现多流区共存的多尺度复杂非平衡流动现象, 流场中的气体分子速度分布函数与当地位置、流场分子速度、气体密度、流动速度、温度、热流矢量、应力张量等相关. 通过分析玻尔兹曼方程的一阶查普曼?恩斯科近似解, 构造了一种同时考虑热流矢量和应力张量影响、满足玻尔兹曼方程高阶碰撞矩的跨流域统一可计算模型方程, 并在数学上分析了其守恒性、H定理等基本属性, 证明了新模型方程与玻尔兹曼方程的相容性, 给出了新模型与现有模型如沙克霍夫(Shakhov)模型等的递进关系, 基于碰撞动力学确定了各流域统一气体分子碰撞松弛参数表达式. 在气体动理论统一算法中采用新建模型及现有模型模拟了一维激波结构、二维近空间飞行环境平板和多体圆柱干扰流动, 并与直接模拟蒙特卡洛方法对比分析, 结果表明在流场中粘性效应显著的区域新建模型能更好地捕捉激波位置, 尤其是在激波内部新模型模拟的宏观参数分布与直接模拟蒙特卡洛方法结果符合更好, 验证了新模型的有效性和可靠性, 同时说明在非平衡显著的流动区域碰撞松弛模型受多参数共同作用的影响.