催化效应对气动热环境影响的流动-传热耦合数值分析 被引量：5

1

作者 王国林 周印佳 +1 位作者 金华 孟松鹤 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期13-19,共7页

鉴于高超声速飞行中高温气体效应带来的壁面催化反应可显著增加气动热载荷,在气动热环境与结构热响应的分析与预报中需充分考虑催化反应带来的影响。将简化原子复合催化模型和有限速率催化反应模型嵌入超高速流动-传热耦合分析模型中,... 鉴于高超声速飞行中高温气体效应带来的壁面催化反应可显著增加气动热载荷,在气动热环境与结构热响应的分析与预报中需充分考虑催化反应带来的影响。将简化原子复合催化模型和有限速率催化反应模型嵌入超高速流动-传热耦合分析模型中,建立超高速流动/催化反应/传热多场耦合分析模型。其中,通过高频等离子风洞的催化特性测试获得ZrB2-SiC超高温陶瓷材料表面催化系数与温度的函数关系,对比分析耦合计算和非耦合计算、简化原子复合催化模型和有限速率催化反应模型对气动热环境的影响和适应性,结果表明材料表面催化特性对壁面总热流有重大影响。对于具有较高热导率材料的热响应,耦合传热分析能够有效避免非耦合计算带来的过度高估的结果,而有限速率催化反应模型可有效提高计算精度。在此基础之上,通过耦合传热分析,揭示了催化反应与壁面传热的内在关系,证明了在传热分析中考虑表面催化效应可提升结构热响应精度和防热系统精细化设计的能力。 展开更多

关键词 高超声速 流动-传热耦合 催化效应 地面风洞实验 数值模拟 气动热环境

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气动热环境试验及测量技术研究进展 被引量：30

2

作者 朱广生 聂春生 +1 位作者 曹占伟 袁野 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期1-10,共10页

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面... 地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等,进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论,介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力,重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势;在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中,无法应用风洞环境下的热流测量技术,因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术,讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题,以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响,提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。 展开更多

关键词 临近空间 高超声速 气动热环境 测量技术

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高超声速热化学非平衡对气动热环境影响 被引量：10

3

作者 杨建龙 刘猛 阿嵘 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第10期2063-2072,共10页

高超声速气动加热严重,考虑热化学非平衡对气动热环境影响,可以为热防护系统设计提供有效保障。采用Park和Gupta热化学非平衡模型,数值计算研究5组元(N_2,O_2,N,O,NO),17组化学反应的热化学非平衡效应对高超声速飞行器气动热环境影响,... 高超声速气动加热严重,考虑热化学非平衡对气动热环境影响,可以为热防护系统设计提供有效保障。采用Park和Gupta热化学非平衡模型,数值计算研究5组元(N_2,O_2,N,O,NO),17组化学反应的热化学非平衡效应对高超声速飞行器气动热环境影响,并与完全气体和热化学平衡模型进行对比分析。热化学非平衡模型流场温度及激波距离均比完全气体模型小。激波后气体密度因离解、化学反应而增大,且气体密度越大,激波距离越小,热化学平衡模型激波距离最小。完全气体和热化学平衡模型热流载荷计算值均比实验值偏大。Park和Gupta热化学非平衡模型数值计算激波距离及气动力载荷差别小。Park模型热流载荷计算值偏大,Gupta模型与实验结果相符,它可对气动热环境可靠预测。 展开更多

关键词 热化学非平衡 数值计算 高超声速 气动热环境 热流载荷

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高超声速气动热环境工程算法 被引量：16

4

作者 杨恺 高效伟 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2010年第4期19-23,共5页

对高超声速飞行器气动热环境工程算法进行研究。基于Prandtl边界层理论,将流场分为边界层外的无粘流场和边界层内粘性主导的区域,并将两者的工程算法相结合,发展了一套高超声速气动热的计算方法。对于无粘流区,边界层外缘参数的计算采... 对高超声速飞行器气动热环境工程算法进行研究。基于Prandtl边界层理论,将流场分为边界层外的无粘流场和边界层内粘性主导的区域,并将两者的工程算法相结合,发展了一套高超声速气动热的计算方法。对于无粘流区,边界层外缘参数的计算采用完全气体模型和平衡气体模型,利用等熵条件来确定;在边界层内部,基于参考焓方法,采用经典热流密度公式,确定物体表面的气动加热。采用此方法对一些简单三维外形进行了气动热计算,证明所述方法具有较高的精度。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 气动热环境 边界层理论 工程算法

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高焓非平衡气动热环境的试验模拟及影响 被引量：6

5

作者 袁军娅 蔡国飙 +1 位作者 杨红亮 黄建栋 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期35-39,共5页

在电弧风洞中开展材料特性考核试验时,一般根据部分相似模拟理论,通过模拟飞行条件的总焓和表面压力模拟气动热环境。分析了部分相似模拟的适用条件,并通过数值求解二维轴对称热化学非平衡粘性激波层方程,计算了两种不同尺度球头模型的... 在电弧风洞中开展材料特性考核试验时,一般根据部分相似模拟理论,通过模拟飞行条件的总焓和表面压力模拟气动热环境。分析了部分相似模拟的适用条件,并通过数值求解二维轴对称热化学非平衡粘性激波层方程,计算了两种不同尺度球头模型的流场特性,分析了试验状态对飞行条件热环境的模拟程度和对材料性能评价的影响。研究表明,对于热化学非平衡流场,特别是对于表面催化系数较低的热防护材料,采用部分相似模拟理论开展试验,气动热环境模拟程度下降,并且由于热焓比例偏小,对高温耐烧蚀材料的考核程度偏低。 展开更多

关键词 气动热环境 高焓非平衡 试验模拟

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电离对高超声速热化学非平衡气动热环境的影响 被引量：3

6

作者 杨建龙 刘猛 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第11期2364-2372,共9页

高超声速飞行,激波后高温气体会发生电离,飞行器气动热环境复杂。5组元(N_2,O_2,NO,O,N)、7组元(N_2,O_2,NO,O,N,NO+,e-)和11组元(N_2,O_2,NO,O,N,N+2,O+2,NO+,O+,N+,e-)热化学反应采用Gupta化学反应模型,分别数值研究电离作用对高超声... 高超声速飞行,激波后高温气体会发生电离,飞行器气动热环境复杂。5组元(N_2,O_2,NO,O,N)、7组元(N_2,O_2,NO,O,N,NO+,e-)和11组元(N_2,O_2,NO,O,N,N+2,O+2,NO+,O+,N+,e-)热化学反应采用Gupta化学反应模型,分别数值研究电离作用对高超声速热化学非平衡气动热环境影响。本文分析了不同催化壁面条件下,高超声速热化学非平衡电离流场气动热环境特性。电离作用对激波离体距离和气动力载荷的影响很小。5组元热化学非平衡不考虑电离作用,流场温度和壁面热流密度偏大。11组元热化学平衡强电离流场温度最低; 7组元热化学非平衡弱电离流场NO+和e-生成量过低; 11组元热化学反应能对热化学非平衡电离流场气动力和热流密度载荷可靠预测。壁面催化作用会增大壁面热流密度,但它对高超声速热化学非平衡电离流场温度和气动力载荷的影响很小。 展开更多

关键词 高超声速 电离 热化学非平衡 气动热环境 催化壁面

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突起物气动热环境理论分析与试验研究 被引量：2

7

作者 左应朝 陈刚 《现代防御技术》 北大核心 2014年第4期15-19,共5页

针对高超声速飞行器复杂外形突起物干扰气动热环境参数准确预测难题,开展了数值模拟与工程计算相结合的方法研究,并开展了验证性风洞试验。理论预测与试验吻合良好,表明采用的"数值模拟+工程计算+试验验证"的研究方法正确,能... 针对高超声速飞行器复杂外形突起物干扰气动热环境参数准确预测难题,开展了数值模拟与工程计算相结合的方法研究,并开展了验证性风洞试验。理论预测与试验吻合良好,表明采用的"数值模拟+工程计算+试验验证"的研究方法正确,能较快的给出满足工程设计需求的高准确度热环境结果,既可大量节省试验经费又可有效缩短工程研发周期。 展开更多

关键词 高超声速 突起物 气动热环境 风洞试验

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高超声速助推滑翔飞行器气动热环境仿真分析 被引量：1

8

作者 孟竹喧 胡凡 +1 位作者 彭科 张为华 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期295-300,共6页

以高超声速助推滑翔飞行器为对象,研究了基于边界层外缘参数无粘数值解的气动热环境仿真分析问题。建立了高超声速飞行器壁面气动热环境计算模型,对比分析了钝双锥模型壁面气动热环境。结果表明,0°攻角状态下,该文方法与工程方法... 以高超声速助推滑翔飞行器为对象,研究了基于边界层外缘参数无粘数值解的气动热环境仿真分析问题。建立了高超声速飞行器壁面气动热环境计算模型,对比分析了钝双锥模型壁面气动热环境。结果表明,0°攻角状态下,该文方法与工程方法计算得到迎风面母线热流密度与实验结果相比最大差值分别为1.16%和5.53%;10°攻角状态下最大差值分别为17.3%和53.7%,证明该文气动热计算方法明显优于工程计算方法。对比分析了高超声速助推滑翔飞行器气动热纯数值仿真结果与该文方法的计算结果,热流密度曲线变化趋势一致,且该文方法计算效率明显优于数值方法;并沿弹道进行了气动热仿真分析,为防热结构设计与分析提供了重要依据。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 气动热环境 流场仿真 边界层外缘参数

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来流温度对气动热的影响及关联方法初步研究

9

作者 赵金山 张志刚 +6 位作者 石义雷 李维东 肖雨 陈挺 粟斯尧 王勇 廖军好 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期23-31,共9页

边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流... 边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流和湍流流态下气动热的主要影响参数;然后针对高超声速飞行器标模外形,在相同马赫数、雷诺数条件下,分别开展固定壁温/壁温比的数值模拟,对比分析了来流温度对气动热系数的影响规律;最后基于边界层近似解理论,分别针对层流和湍流流态建立了考虑当地边界层外缘参数影响的气动热关联换算方法,并在不同温度条件下,对量热完全气体假设下的气动热计算结果开展了关联换算。 展开更多

关键词 气动热环境 来流温度 无量纲 关联换算

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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：19

10

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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传感器催化特性差异对气动热影响的计算分析 被引量：6

11

作者 丁明松 董维中 +2 位作者 高铁锁 江涛 刘庆宗 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第12期1361-1371,共11页

针对高温气体效应及壁面催化效应对气动热环境影响,考虑高温空气各种化学反应、分子振动激发、流动中的非平衡效应以及壁面催化复合反应,通过数值求解热化学非平衡N-S方程和壁面能量、质量平衡方程,完善了有限催化条件下高温热化学非平... 针对高温气体效应及壁面催化效应对气动热环境影响,考虑高温空气各种化学反应、分子振动激发、流动中的非平衡效应以及壁面催化复合反应,通过数值求解热化学非平衡N-S方程和壁面能量、质量平衡方程,完善了有限催化条件下高温热化学非平衡流场气动热环境数值模拟方法和程序。在此基础上,针对廉金属热电偶传感器热流测量问题,开展了不同条件下高超声速热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析了催化特性差异对局部气动热环境（传感器表面热流）的影响规律,为试验数据的误差带分析、修正处理和使用提供参考。研究表明：1）催化特性差异会给局部区域带来很强质量扩散热流,使总热流发生跳变,给传感器热流测量带来不可忽视的误差;2）材料催化特性差异越大,热流跳变量越大,某些条件下时,局部热流值将远远高于全表面FCW模拟的结果,其影响量可达100%以上;3）本文计算条件下,飞行马赫数越大、飞行高度越低,催化特性差异的影响越大;4）催化特性差异带来的影响还与飞行攻角、飞行器表面温度等因素存在一定关联,在催化复合系数相同情况下,表面温度越高,影响量越大。 展开更多

关键词 热流传感器 气动热环境 高温气体非平衡效应 催化效应 数值模拟

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气体辐射与流场耦合对火星进入热环境影响 被引量：1

12

作者 聂春生 聂亮 +1 位作者 杨光 袁野 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第12期1610-1620,共11页

采用火星大气物理化学模型,求解带辐射源项的三维热化学非平衡N-S方程,对探路者号火星探测器进入过程中的高温流场和热环境进行了数值模拟,分析了气体辐射与非平衡流场耦合效应对流场和热流的影响。结果表明:1)探路者号火星探测器流场... 采用火星大气物理化学模型,求解带辐射源项的三维热化学非平衡N-S方程,对探路者号火星探测器进入过程中的高温流场和热环境进行了数值模拟,分析了气体辐射与非平衡流场耦合效应对流场和热流的影响。结果表明:1)探路者号火星探测器流场热化学非平衡效应显著,CO_(2)气体发生大规模离解,高度低至28.5 km仍存在热力学非平衡效应;2)热力学与化学非平衡效应的影响均与表面催化特性相关,完全催化热流要高于完全非催化热流50%以上;3)高温流场中的CO组分会产生较强的气体辐射加热,辐射热流与对流热流的比值为15%~45%,靠近肩部区域比值最大;4)气体辐射对非平衡流场的冷却效应使激波脱体距离减小;与非耦合方法相比,采用耦合方法得到的辐射热流降低约12%~25%。 展开更多

关键词 气体辐射 非平衡 火星大气 气动热环境

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尖化前缘局部稀薄气体效应对气动热影响研究

13

作者 高莹莹 陈政伟 +2 位作者 谢飞 赵小程 杨凯威 《导弹与航天运载技术（中英文）》 CSCD 北大核心 2022年第5期144-147,共4页

为了研究尖化前缘局部稀薄气体效应对气动热环境的影响,对飞行器尖化前缘外形进行测热试验,获得了3种小尺寸前缘半径尖化前缘中心线热流分布规律,同时采用高空稀薄过渡区的气动热环境计算方法开展局部稀薄气体效应的研究。研究结果表明... 为了研究尖化前缘局部稀薄气体效应对气动热环境的影响,对飞行器尖化前缘外形进行测热试验,获得了3种小尺寸前缘半径尖化前缘中心线热流分布规律,同时采用高空稀薄过渡区的气动热环境计算方法开展局部稀薄气体效应的研究。研究结果表明,当飞行器高度增大或局部尺寸减小时会出现稀薄气体效应,需要采用桥函数进行稀薄过渡区的热环境预测,以便更加准确地评估稀薄气体效应对气动热环境的影响。 展开更多

关键词 尖化前缘 局部稀薄气体效应 气动热环境

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高超声速飞行器气动热关联换算方法研究 被引量：11

14

作者 赵金山 张志刚 +5 位作者 石义雷 陈挺 肖雨 粟斯尧 廖军好 彭治雨 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2018年第5期1235-1245,共11页

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一,但由于风洞实验模拟能力的限制,风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别,导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于... 气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一,但由于风洞实验模拟能力的限制,风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别,导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计.以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强,没有考虑到气动热的具体影响参数,存在一定局限性,难以外推应用于其他外形的飞行器.为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题,基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数,并通过推导化简边界层近似解热流公式,针对层流流态建立了气动热关联换算方法,可以考虑当地边界层外缘参数的影响,具有一定通用性.在此基础上,利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况,并与飞行测量结果进行了比较,外推预测结果与飞行测量结果符合较好,表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算. 展开更多

关键词 气动热环境 风洞实验 飞行数据 关联方法

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半刚性机械展开式气动减速技术机构与热防护研究 被引量：4

15

作者 张鹏 苏南 +3 位作者 赵铄 桂蜀旺 毛科铸 侯向阳 《航天返回与遥感》 CSCD 2019年第6期1-10,共10页

针对半刚性机械展开式气动减速技术特点,文章首先选取了八棱台气动外形,分析了考虑柔性面变形影响的气动环境特征,然后开展了连杆机构原理设计和柔性防热结构设计,最后进行了机构构型稳定性仿真分析、柔性防热材料风洞试验验证、柔性防... 针对半刚性机械展开式气动减速技术特点,文章首先选取了八棱台气动外形,分析了考虑柔性面变形影响的气动环境特征,然后开展了连杆机构原理设计和柔性防热结构设计,最后进行了机构构型稳定性仿真分析、柔性防热材料风洞试验验证、柔性防热结构套装及气动面展开性能验证。研究显示:八棱台外形棱边处气动热整体上大于柔性面区域且在棱边靠近边缘处出现最大值;棱边处和柔性面区域的气动压力随径向距离变化不大且两处的气动压力水平相当,而气动剪力随径向距离变化明显且棱边处的气动剪力明显大于柔性面区域;整个连杆机构在气动力作用下不发生结构破坏和失稳,能够保证气动面构型稳定性;新研的柔性防热材料经风洞试验考核能够耐受规定的气动力热环境,并能保证气动面背温在机构正常使用范围内;经原理样机验证,机构运动性能及柔性防热结构可折叠性能良好。 展开更多

关键词 机械式展开 棱台式气动外形 气动力热环境 连杆机构 构型稳定性 柔性防热材料 航天返回

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电弧加热试验条件下钝舵表面热环境数值研究

16

作者 李旭东 张杨 +1 位作者 张利嵩 彭杰 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2014年第2期58-64,共7页

采用计算流体动力学(CFD)方法模拟钝舵在电弧加热试验中的流场和气动热环境,分析不同来流状态下舵周围流场的特征,以及对应的舵前缘和侧面热流分布规律,并与试验结果进行对比。当仅存在舵前缘斜激波时,计算结果和试验结果符合较好,根据... 采用计算流体动力学(CFD)方法模拟钝舵在电弧加热试验中的流场和气动热环境,分析不同来流状态下舵周围流场的特征,以及对应的舵前缘和侧面热流分布规律,并与试验结果进行对比。当仅存在舵前缘斜激波时,计算结果和试验结果符合较好,根据流场分析结果解释了舵前缘多个局部高热流区和侧面三角形低热流区的成因机理:当喷管出口出现斜激波系时,出现斜激波系与舵前缘边界层的相互干扰,导致干扰区热流变高,从而改变舵前缘热流分布规律。但是由于测量手段的限制,某些流场特征无法在试验结果中体现,导致计算结果和试验结果不完全符合。 展开更多

关键词 钝舵 气动热环境 斜激波系 激波 边界层干扰 电弧加热器

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基于分子平均自由程的热流计算壁面网格准则 被引量：16

17

作者 程晓丽 艾邦成 王强 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第6期1083-1089,共7页

面向壁面热流Navier-Stokes方程数值计算的应用,研究了壁面法向网格尺度问题.从气体分子物理学角度,对壁面热流进行了微观统计分析,指出壁面热流与气体分子平均自由程之间的内在联系是壁面法向网格尺度存在最优下限的原因.据此建立了一... 面向壁面热流Navier-Stokes方程数值计算的应用,研究了壁面法向网格尺度问题.从气体分子物理学角度,对壁面热流进行了微观统计分析,指出壁面热流与气体分子平均自由程之间的内在联系是壁面法向网格尺度存在最优下限的原因.据此建立了一个新的壁面法向网格尺度准则,即MFP准则.该准则简单、实用,具有清晰的热力学物理意义,且只依赖于壁面局部参数.并以多种对比算例验证了MFP准则的准确性和适用性. 展开更多

关键词 气动热环境 热流 分子平均自由程 网格尺度 数值计算

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脉冲风洞热喷流实验方法初步研究 被引量：1

18

作者 陈雪冬 王发民 唐贵明 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期66-71,共6页

发动机燃气喷流对高超声速飞行器后体气动热环境有显著的影响,燃气喷流的物理模型对预测飞行器局部热环境有显著影响,为了利用脉冲风洞研究这类影响规律,研制了一套瞬态热喷流供气系统,建立了瞬态热喷流供气系统的工作方法。该系统的核... 发动机燃气喷流对高超声速飞行器后体气动热环境有显著的影响,燃气喷流的物理模型对预测飞行器局部热环境有显著影响,为了利用脉冲风洞研究这类影响规律,研制了一套瞬态热喷流供气系统,建立了瞬态热喷流供气系统的工作方法。该系统的核心技术是利用氢氧燃烧驱动路德维希管(Ludwieg tube),提供瞬态热喷流气源。本研究包括以下内容:不同氢氧比例对燃烧产物热力学状态及产生方式的影响;不同点火、破膜方式对气源产生及喷流流场稳定性的影响。本研究提出的热喷流供气系统可以提供满足缩比模型喷流实验所需喷流状态的热气源;可以在50ms内起动工作,满足与脉冲风洞同步工作的要求。 展开更多

关键词 高超声速 燃气喷流 喷流供气系统 气动热环境

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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

19

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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多维迎风方法在非结构/混合网格热流计算中的应用研究 被引量：3

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作者 万云博 马戎 +2 位作者 王年华 张来平 桂业伟 《计算力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期35-42,共8页

非结构/混合网格具有极强的几何灵活性,在复杂外形飞行器的气动力特性数值模拟中已得到广泛应用,但目前还难以准确地预测气动热环境。本文从非结构/混合网格热流计算的三个需求出发,选取了多维迎风方法,并与其他方法进行了对比研究。以... 非结构/混合网格具有极强的几何灵活性,在复杂外形飞行器的气动力特性数值模拟中已得到广泛应用,但目前还难以准确地预测气动热环境。本文从非结构/混合网格热流计算的三个需求出发,选取了多维迎风方法,并与其他方法进行了对比研究。以二维圆柱高超声速绕流这一Benchmark典型问题为例,对比研究了多维迎风方法和几种广泛使用的无粘通量格式(Roe格式、Van Leer格式和AUSMDV格式)对混合网格热流计算精度的影响。结果表明,多维迎风方法在热流计算精度、鲁棒性以及收敛性方面表现良好。最后,将多维迎风方法应用于常规混合网格上的圆柱和钝双锥绕流问题,均得到了较好的热流计算结果,为非结构/混合网格热流计算在复杂高超飞行器中的应用奠定了基础。 展开更多

关键词 非结构网格 混合网格 气动热环境 多维迎风方法 无粘通量格式

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