化学非平衡效应对返回舱再入气动力特性的影响 被引量：6

1

作者 吕俊明 潘宏禄 +1 位作者 苗文博 程晓丽 《航天返回与遥感》 2014年第3期11-19,共9页

高空高马赫数条件下，化学非平衡效应将对飞行器气动特性产生影响，影响飞行器气动布局优化和飞行弹道设计。文章通过三维化学非平衡流动求解程序，针对再入返回器开展数值研究与机理分析，通过对比完全气体模型和化学非平衡气体模型获... 高空高马赫数条件下，化学非平衡效应将对飞行器气动特性产生影响，影响飞行器气动布局优化和飞行弹道设计。文章通过三维化学非平衡流动求解程序，针对再入返回器开展数值研究与机理分析，通过对比完全气体模型和化学非平衡气体模型获得的气动力参数，揭示化学非平衡效应对流场结构和气动力特性的影响和规律。结果表明，对Apollo的气动力计算结果验证了模型和计算方法；化学非平衡效应影响下，激波层内化学反应消耗大量能量，致使激波脱体距离减小，气体压缩性增强；典型状态高度为70 km，Ma=30条件下，化学非平衡效应导致返回器升力系数增大约6%、阻力系数增大约1.3%～3.3%、升阻比增大3%左右、俯仰力矩系数增大，从而使配平攻角减小约2.5＆#176;；通过机理分析，发现化学非平衡效应影响下表面压力系数发生变化的原因是飞行器周围激波形状及驻点压力改变，表现为气体沿流线经激波层、压缩区和膨胀区的历程变化；对于钝体形状的返回器，迎风面前体压力系数增加和后体压力系数降低，造成轴向力和法向力系数增大。 展开更多

关键词 化学非平衡效应 再入 气动力特性 高超声速

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非均匀入口与化学非平衡效应对尾喷管性能的影响研究 被引量：3

2

作者 张晓源 覃粒子 刘宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第2期166-171,共6页

基于煤油燃料超燃冲压发动机尾喷管,对均匀入口和非均匀入口、冻结流动模型和化学非平衡模型下的尾喷管内流动进行数值模拟,采用两方程RNG k-ε湍流模型对三维NS方程组进行求解,获得非均匀入口与化学非平衡效应对尾喷管性能的影响。计... 基于煤油燃料超燃冲压发动机尾喷管,对均匀入口和非均匀入口、冻结流动模型和化学非平衡模型下的尾喷管内流动进行数值模拟,采用两方程RNG k-ε湍流模型对三维NS方程组进行求解,获得非均匀入口与化学非平衡效应对尾喷管性能的影响。计算结果表明,尾喷管内流动非均匀性由尾喷管非对称膨胀和燃烧室出口非均匀等因素构成,尾喷管入口流动参数非均匀分布对尾喷管推力、升力及俯仰力矩均有影响,算例中非均匀入口使得尾喷管净推力相对于均匀入口增加了1.2%左右;尾喷管性能受化学非平衡效应的影响,非平衡流动模型下的其净推力计算结果相对于冻结流动模型增加3%~4%。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机 非均匀流动 化学非平衡效应 喷管性能

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前缘钝化和化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道特性的影响

3

作者 代春良 孙波 +2 位作者 卓长飞 马虎 周长省 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期103-114,共12页

为了探究前缘钝化、化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道的工作性能及出口温度边界层分布的影响,采用热完全气体、化学非平衡气体两种模型对顶板、唇口前缘不同钝化半径下斜爆震发动机进气道进行数值模拟。结果表明:相比基准进气道,钝... 为了探究前缘钝化、化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道的工作性能及出口温度边界层分布的影响,采用热完全气体、化学非平衡气体两种模型对顶板、唇口前缘不同钝化半径下斜爆震发动机进气道进行数值模拟。结果表明:相比基准进气道,钝化后进气道出口唇口板侧温度边界层较厚,顶板侧温度边界层较薄;在化学非平衡气体模型下,顶板前缘钝化半径R_(1)≥4mm时进气道顶板附近分离区内离解反应较为明显,氧气的最高离解度约为10.9%;唇口前缘钝化半径R_(2)≥2mm时进气道的唇罩、唇口板附近离解反应较为明显,氧气的最高离解度约为15.2%;当钝化半径≥4mm时,两种气体模型下进气道出口总压恢复系数和静温的相对变化量绝对值均大于0.5%,有必要考虑化学非平衡效应对进气道出口性能的影响。 展开更多

关键词 斜爆震发动机 进气道 前缘钝化 化学非平衡效应 温度边界层 工作性能

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化学非平衡模型对高焓钝楔边界层稳定性分析的影响 被引量：1

4

作者 李晨辉 万兵兵 +3 位作者 涂国华 胡伟波 陈坚强 蒋崇文 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第12期12-24,I0001,共14页

对于高马赫数飞行器,其绕流场温度会急剧升高引发高温化学非平衡效应,进而影响边界层转捩过程。针对这一问题,一般需在基本流计算和稳定性分析中引入反映复杂物理化学过程的计算模型,但这制约了计算效率,且不同模型可能会得到不同的稳... 对于高马赫数飞行器,其绕流场温度会急剧升高引发高温化学非平衡效应,进而影响边界层转捩过程。针对这一问题,一般需在基本流计算和稳定性分析中引入反映复杂物理化学过程的计算模型,但这制约了计算效率,且不同模型可能会得到不同的稳定性分析结果。为了进一步研究一些工程常用模型对计算的影响,本文发展了化学非平衡流动的线性稳定性分析方法,考察了化学非平衡效应对高焓钝楔边界层稳定性的影响途径,分析了不同热力学、输运系数和化学反应等物理化学模型造成的稳定性分析结果差异。研究表明:化学非平衡效应主要通过改变基本流影响模态N值,转捩预测时可以仅在基本流求解中考虑化学非平衡效应以提高计算效率;物理化学模型对第二模态的影响较小,对于由第二模态主导的转捩过程,预测结果对化学非平衡流动中物理化学模型的选取不敏感,但在第三模态对N值贡献较大时,模型选取对转捩预测结果的影响则无法忽略。 展开更多

关键词 高焓边界层 流动稳定性 转捩预测 物理化学模型 化学非平衡效应 数值模拟

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热化学非平衡模型和表面温度对气动热计算影响分析 被引量：18

5

作者 董维中 丁明松 +1 位作者 高铁锁 江涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第6期692-698,共7页

针对准确预测高超声速飞行器气动热环境问题,考虑高温空气化学反应效应和热力学非平衡效应,利用高超声速飞行器高温气体/非平衡效应流场计算软件(AEROPH_Flow),开展了热化学非平衡气动热数值计算,分析了高温空气化学反应模型、热力学非... 针对准确预测高超声速飞行器气动热环境问题,考虑高温空气化学反应效应和热力学非平衡效应,利用高超声速飞行器高温气体/非平衡效应流场计算软件(AEROPH_Flow),开展了热化学非平衡气动热数值计算,分析了高温空气化学反应模型、热力学非平衡模型、表面催化特性和表面温度对气动热环境计算结果的影响规律。研究结果表明:热化学非平衡模型对气动热的计算结果有较大影响,在气动热的数值计算中,要根据飞行环境的热化学机制或空气化学反应和非平衡效应的强弱,选择适当的空气化学反应模型和热力学模型;在高马赫数和热化学非平衡条件下,气动热数值随着表面温度的变化规律变得非常复杂,不能再认为气动热遵从随着表面温度的升高而降低的规律,表面温度最好取接近真实飞行情况的分布和不同的固定值,这样就可以找到最大的或准确的热流值。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 热化学非平衡效应 表面温度 气动热环境 数值计算

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高焓电弧风洞试验热化学非平衡流场数值模拟 被引量：4

6

作者 傅杨奥骁 董维中 +3 位作者 丁明松 刘庆宗 高铁锁 江涛 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期1-12,共12页

针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题,基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路,通过数值求解三维热化学非平衡NavierStokes方程,开展了FD-15高焓电弧风... 针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题,基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路,通过数值求解三维热化学非平衡NavierStokes方程,开展了FD-15高焓电弧风洞典型运行状态下流场的数值模拟,与典型试验状态的气动热数据进行了对比验证,研究了试验数据外推飞行条件的方法及有效性问题,分析了提高驻室总压对试验数据外推的影响。研究表明:(1)风洞试验段来流离解度高,热化学非平衡效应及其冻结现象严重;(2)热流校核试验测量数据位于一体化数值模拟的完全催化热流和非催化热流之间,分布合理,验证了计算方法和程序的正确性;(3)试验模型安放位置对模型表面压力和热流存在影响,模型与喷管出口的距离越大,模型表面压力和热流越低;(4)当驻室总压较低时,通过双尺度模拟准则(模拟飞行条件总焓和双尺度参数ρ∞L)外推热流失效,使用部分模拟准则(模拟飞行条件总焓和驻点压力)外推热流也会出现较大差异,在非催化条件下这一现象更加明显;(5)当驻室总压较高时,使用双尺度模拟准则或部分模拟准则外推飞行条件,产生的热流差异明显减小。 展开更多

关键词 电弧风洞 热化学非平衡效应 数值模拟 气动热环境 试验数据外推

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热化学非平衡高超声速平板边界层线性稳定性分析 被引量：7

7

作者 陈贤亮 符松 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第2期316-325,共10页

高超声速边界层流动转捩是近期空气动力学研究的热点问题。对于环境扰动较小的自然转捩过程,稳定性分析已被证明是研究扰动演化的重要手段。另一方面,高超声速边界层内的温度会随着马赫数的升高而快速上升,极高的温度会引起所谓的高温... 高超声速边界层流动转捩是近期空气动力学研究的热点问题。对于环境扰动较小的自然转捩过程,稳定性分析已被证明是研究扰动演化的重要手段。另一方面,高超声速边界层内的温度会随着马赫数的升高而快速上升,极高的温度会引起所谓的高温真实气体效应,使得量热完全气体假设失效,从而对边界层稳定性和转捩产生影响。本文针对高温热化学非平衡气体,利用空气5组分模型开展了平板边界层的线性稳定性分析,重点研究了热化学过程对模态稳定性的影响,并探究了边界层离散谱模态的演化和同步过程。研究表明,对于由第二模态主导的高超声速二维边界层:(1)扰动相比基本流更趋向于热化学冻结态;(2)扰动方程中新出现的非平衡源项的扰动项对稳定性影响很小,非平衡过程主要是通过改变基本流剖面来间接影响稳定性;(3)声速是影响第二及更高模态的重要参数,热化学平衡态假设引起的声速计算式的变化能够解释边界层温度和厚度降低时第二模态频率反而降低的非常规趋势。 展开更多

关键词 高超声速流动 边界层转捩 热化学非平衡效应

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考虑多种物理效应的钝锥俯仰稳定性参数影响分析 被引量：3

8

作者 赵文文 陈伟芳 +1 位作者 邵纯 姜婷婷 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第4期442-448,共7页

首先采用二阶ROE格式计算了非定常NS方程下高超声速钝锥体的俯仰阻尼导数,通过与文献中内伏牛顿法和实验结果对比验证了本文所采用非定常计算方法的正确性。同时采用二阶ROE格式及双时间步长、刚性旋转动网格技术等,数值分析了NS方程计... 首先采用二阶ROE格式计算了非定常NS方程下高超声速钝锥体的俯仰阻尼导数,通过与文献中内伏牛顿法和实验结果对比验证了本文所采用非定常计算方法的正确性。同时采用二阶ROE格式及双时间步长、刚性旋转动网格技术等,数值分析了NS方程计算条件下高空高马赫数钝锥体模型的强迫振动非定常流场特征,并运用最小二乘法辨识出其俯仰静稳定性导数与俯仰阻尼导数。通过计算结果对比分析了不同高度(含稀薄气体效应)、Maxwell滑移边界条件及五组元化学非平衡模型对钝锥体模型非定常流动特征及静、动导数的影响。结果分析表明,本文所计算的钝锥模型在所假设强迫振动下的俯仰稳定性参数随高度变化剧烈,且考虑滑移边界条件与化学反应会使得俯仰力矩迟滞曲线形态发生较大程度改变。准确计算高空、高马赫数条件下飞行器俯仰阻尼导数应考虑化学非平衡效应和稀薄气体效应的影响,是否考虑这些物理效应会关系到飞行器静、动稳定的程度。 展开更多

关键词 高超声速 俯仰稳定性参数 稀薄气体效应 化学非平衡效应

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火星大气模型参数对MSL气动特性的影响 被引量：10

9

作者 吕俊明 苗文博 +1 位作者 程晓丽 王强 《空间科学学报》 CAS CSCD 北大核心 2014年第4期377-383,共7页

火星大气与地球大气截然不同,飞行器在进入火星时气动特性不同于地球再入.大气模型的差异主要表现为气体组份、密度和温度等物理参数.针对火星进入器MSL在进入-下降-着陆过程中的高超声速进入段,利用三维并行程序求解耦合真实气体模型... 火星大气与地球大气截然不同,飞行器在进入火星时气动特性不同于地球再入.大气模型的差异主要表现为气体组份、密度和温度等物理参数.针对火星进入器MSL在进入-下降-着陆过程中的高超声速进入段,利用三维并行程序求解耦合真实气体模型的流体动力学Navier-Stokes方程,分析MSl进入火星大气时大气模型参数对进入器气动特性的影响.结果表明,通过与海盗号飞行数据的对比,验证了所采用的火星气体模型和计算方法,且其与NASA的LAURA代码气动特性计算结果也较为一致;大气模型气体性质,即C0_2环境对进入器阻力系数和俯仰力矩系数影响较大,利用空气得到的计算和实验数据必须考虑C0_2效应;密度增大促进了化学非平衡效应,但对进入器气动特性基本没有影响;温度升高大大增强了化学非平衡效应,而对进入器气动特性影响较小. 展开更多

关键词 火星大气模型 高超声速 火星实验室 气动特性 化学非平衡效应

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钝体标模高焓风洞试验和飞行试验相关性的数值分析 被引量：11

10

作者 董维中 乐嘉陵 高铁锁 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2002年第2期1-8,20,共9页

在高焓风洞喷管膨胀流动中,会出现组分和振动能量的非平衡冻结现象,给试验数据的分析、外推和使用带来困难。笔者选择有飞行试验数据的钝锥体ELECTRE作为高焓风洞试验的标模,用热化学非平衡Navier Stokes软件,计算了飞行条件和相应的考... 在高焓风洞喷管膨胀流动中,会出现组分和振动能量的非平衡冻结现象,给试验数据的分析、外推和使用带来困难。笔者选择有飞行试验数据的钝锥体ELECTRE作为高焓风洞试验的标模,用热化学非平衡Navier Stokes软件,计算了飞行条件和相应的考虑组分和振动能量的非平衡冻结效应试验条件的模型绕流流场,用双尺度参数ρL和Stanton数,分析试验条件下的热流数据外推飞行条件的问题。研究结果说明:在模型头部区域,保持总焓和双尺度参数ρL不变,热流数据从试验条件外推到飞行条件是可行的;在模型尾部区域,试验条件和飞行条件的Stanton数有较大差别,用双尺度参数ρL把热流数据从试验条件外推到飞行条件有较大误差。最后提出了用CFD设计高焓风洞试验条件的思路,并识别真实气体效应显著改变热流分布的高焓风洞试验能力区域。 展开更多

关键词 钝体标膜高焓风洞 飞行试验 热化学非平衡效应 数值分析 风洞试验 热化学

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高焓风洞一体化数值模拟及其对气动特性影响

11

作者 傅杨奥骁 董维中 +2 位作者 丁明松 刘庆宗 江涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第6期1075-1082,1101,I0002,共10页

基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程,开展了JF-10高焓激波风洞典型运行状态下流场的数值模拟,分析了喷管出口及试验段流场的非均匀性,研究了不同模型位置和攻角等试... 基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程,开展了JF-10高焓激波风洞典型运行状态下流场的数值模拟,分析了喷管出口及试验段流场的非均匀性,研究了不同模型位置和攻角等试验条件下,不同数值模拟方法对试验模型气动力/热特性的影响规律。研究表明:1)由于喷管的扩张效应,喷管出口及试验段流场存在一定的非均匀性,在一些情况下,试验模型的流场特性可能会受到影响;2)与传统的将喷管和试验段模型流场解耦的数值模拟方法相比,采用一体化数值模拟考虑了喷管出口气体的扩张特性,可以提高高焓风洞流场数值模拟精度;3)解耦方法与一体化计算方法的差别大小受模型位置、攻角等多种因素影响,试验模型距喷管出口距离和模型攻角越大,解耦方法造成的误差越明显。基于一体化数值模拟的思想,数值计算可以更加深入地理解高焓风洞模拟特点,为风洞试验设计和试验测量数据对比分析奠定基础。 展开更多

关键词 高焓激波风洞 热化学非平衡效应 一体化 数值模拟 气动力特性 气动热环境

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