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系数与实验值的偏差为11.77%.体现出NCCR模型求解稀薄非平衡流动的优势.

连续流区非线性本构模型及求解算法研究与实验验证

结合数值模拟和风洞试验技术,在高超声速连续流条件下对非线性耦合本构关系(NCCR)模型和由量纲分析推导得到的简化广义动力学(SGH)模型开展研究。基于小型高超声速风洞试验系统,在不同来流条件下对类HB2(hypervelocity ballistic model 2)标模和钝锥模型的气动力和物面压力进行了风洞试验测量。同时在三维有限体积框架下,分别采用分裂算法和耦合算法的NCCR模型、SGH模型对试验工况下的标模开展数值计算。结果表明:NCCR模型和SGH模型得到的气动力系数和物面压力均与Navier-Stokes(NS)方程解一致,并与风洞试验数据吻合较好;采用分裂算法的NCCR模型在类HB2头部膨胀拐角处预测的摩阻/热流系数明显低于NS方程解,而采用耦合算法的NCCR模型解与NS方程基本一致。计算结果和实验数据对比表明,NCCR模型和SGH模型在高超声速连续流中的准确性得到充分验证,此外,NCCR模型的分裂算法在三维高速流动中的适用性需进一步完善。

非线性耦合本构在高空侧向喷流中的数值研究

随着高度攀升,气动舵面对飞行器的控制效率急剧下降,此时侧向喷流作为最常用的反作用控制系统(RCS)在飞行器机动过程中发挥着不可或缺的作用。Navier-Stokes(NS)方程虽在低空连续流问题的求解中表现尚可,但在滑移流(0.01<Kn<0.1)乃至过渡流域(0.1<Kn<10)中常常由于连续性假设失效而存在局限性。为了准确捕捉稀薄过渡流中侧向喷流与来流大气的干扰流动特征,运用非线性耦合本构关系(NCCR)模型对不同来流高度下几个典型的侧向喷流问题进行模拟计算,并与NS方程和蒙特卡洛直接模拟(DSMC)方法预测的结果进行对比,以此检验NCCR模型在高空复杂流动情况下的准确性和适用性。研究结果表明:NCCR模型与NS方程在连续流域的模拟结果具有较高的一致性,而在滑移过渡流域NCCR模型更能准确反映喷口前后的分离区大小以及表面流动特征,并且对于引入侧向喷流后造成的激波-激波干扰这一类复杂流动机理的描述,NCCR模型预测结果较NS方程更为贴近DSMC结果。