充气式返回舱化学非平衡仿真分析

采用空气五组分模型对充气式返回舱的气动特性进行了化学非平衡数值模拟研究,考察了返回舱外形变化对流场温度和压力的分布以及壁面热流密度和压强的影响,分析了流场中组分分布情况。研究结果表明,外形变化在总体上对返回舱流场特性影响较小,会使舱体壁面处的热流密度有所增加;对流场组分分布的研究发现,由于N 2比O 2更难解离,在整个流场中N的摩尔分数远低于O的摩尔分数;在目前的计算条件下,沿轴线和壁面的氮氧比与来流基本保持一致。仿真结果在总体上与实验结果符合较好,验证了仿真模型的可靠性。

热化学非平衡流数值模拟双温模型设计开发

热化学非平衡流数值模拟是研究高温真实气体效应对高超飞行器的气动特性、热环境影响规律的重要方法。以开发基于结构网格求解器的高温真实气体效应数值模拟功能模块为目标,发展了气体组分的能量松弛时间计算方法,在原型系统基础上提出了平衡/非平衡流数值模拟的数据结构扩展和双温模型功能函数族开发模式,完成真实气体效应的双温模型功能模块开发。结果表明发展的能量松弛时间计算方法正确,数据结构扩展方法、开发模式适用于热化学非平衡流数值模拟求解器开发,本研究形成的功能模块可为热化学非平衡流对飞行器气动特性影响提供评估分析。

热化学非平衡来流条件下热化学模型影响研究

为研究热化学非平衡来流条件下热化学模型等计算设定对斜激波压缩流动计算结果的影响,针对尖劈构型和相应的前缘钝化构型的高焓激波风洞实验,采用多种计算设定开展详细的数值模拟研究。计算结果表明,计算采用不同热化学模型,以及来流设定为振动冻结/平衡/非平衡状态,会导致斜激波激波角等参数存在一定差别,其中激波角差别可达约2%。当来流速度一定时,过斜激波后分子内能增量在平动转动能和振动能上的分配方式的差别决定了激波角的差别。前缘钝化情形下,采用不同计算设定所得激波角之间的关系和尖前缘构型的规律一致;但是,采用不同计算设定所得斜激波到壁面距离之间的关系和尖前缘构型的规律有差别,这源于钝化前缘的激波脱体距离的影响。对于自由来流下的斜激波压缩流动问题,若考虑了分子振动能激发但未考虑热力学非平衡(例如热完全气体模型、考虑空气反应的单温度模型等),就斜激波激波角等参数而言,计算误差比量热完全气体模型计算误差更大。

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.

沿驻点线化学非平衡程度评估方法

为了研究高温真实气体效应中的化学非平衡的程度,针对球头的沿驻点线流动,通过高温高压气体的化学反应历程估算化学反应特征时间,使用正激波流动关系来估算流动特征时间,建立了化学非平衡评估模型,给出了化学非平衡程度随马赫数和高度的变化关系。计算结果表明,马赫数越大、高度越低,化学反应特征时间比流动特征时间越小,定义的化学反应特征时间与流动特征时间量级相当时为化学非平衡流动,时间比大于10则接近化学冻结流,时间比小于0.1则接近化学平衡流。在设定的球头模型下,化学反应平衡流在高度0km、10km、20km、30km、40km分别需要马赫数大于8.0、9.5、10.8、12.7、20.0,化学反应冻结流在高度30km、40km、50km、60km分别需要马赫数小于8.4、10.2、12.9、17.5,中间来流状态对应化学反应非平衡状态。

热化学非平衡模型和表面温度对气动热计算影响分析

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。

一种新型的计算化学非平衡流动的解耦方法

给出一种计算化学非平衡流动的解耦方法。利用该方法从薄层近似N S方程出发 ,采用NND2M差分格式 ,数值模拟了H2 /O2 燃烧的超音速绕流场 ;计算表明这种方法可以有效地解决刚性问题 ,而且与现有的隐式算法相比 ,具有公式推导简便 ,占用内存少 ,计算效率高等优点 。

高超声速热化学非平衡钝体绕流数值模拟

对高超声速热化学非平衡钝体绕流进行研究,发展了高温热化学非平衡条件下的高超声速气动热数值模拟方法。采用二阶精度迎风TVD格式的N-S方程有限体积法多块结构网格求解器,考虑了空气5组分及化学非平衡效应的影响,对组分生成源项及振动能源项采用了点隐式的处理,提高了计算效率。对球锥模型和RAM-CII飞行实验等算例进行了数值气动热模拟,分析了不同非平衡模型在热化学非平衡条件下流场的影响。计算结果表明建立的数值模拟方法具有较高的精度。

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.

混合网格化学非平衡绕流通量分裂格式及并行算法

讨论了非结构混合网格上的二阶VanLeer逆风矢通量分裂格式,并将其应用于三维高超声速化学非平衡粘性流场的并行计算.高超声速绕流的复杂性要求对N-S方程求解的数值模拟方法应具有较高的计算精度及效率.我们针对混合网格上的有限体积格心格式,引入辅助点方法建立了具有空间二阶精度的VanLeer逆风矢通量分裂格式,提高了数值格式的模拟精度,并采用分布式并行化计算技术用以提高计算效率.粘性通量的计算采用中心格式,化学非平衡动力学模型为7组元空气反应模型,采用考虑了化学反应特征时间的当地时间步长显式Runge-Kutta时间推进格式.对三维双椭球外形的高超声速粘性流场进行了并行计算,获得满意的结果.

高超声速气动热化学非平衡效应数值分析研究

通过数值分析研究了化学非平衡效应对气动加热问题的影响。分别以量热完全气体、单组分热完全气体和5组分化学非平衡气体为气体模型,计算了圆柱钝头的绕流流场和壁面热流密度分布,比较并分析了高温化学非平衡效应对流场特性,尤其是气动加热特性的影响。结果分析表明,高温化学非平衡效应可使激波层变薄,激波层内温度大幅下降,从而会严重影响气动热环境特性,是影响高超声速飞行器热防护设计的重要因素。

探月返回器稀薄气体热化学非平衡特性数值模拟

通过发展直角/非结构混合网格下,适于复杂返回器含内能激发的五组元热化学非平衡稀薄气体直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法,数值模拟了钝体返回器稀薄流区7.5 km/s和10.6km/s再入速度下的非平衡流场特性和对物面气动力/热分布的影响。计算结果表明在月球返回速度下稀薄过渡流区存在着强烈的热化学非平衡,近连续滑移区仅在激波层区域存在着较大的平动、转动和振动非平衡度,而在高稀薄流区,热力学非平衡遍布绕流物体四周,包括整个压缩区和尾迹区。高温真实气体效应对表面热环境影响显著,对表面压力和摩擦力的影响相对较弱。计算结果显示探月返回器再入绕流过程100 km飞行高度仍需要考虑热化学非平衡的影响。

热化学非平衡辐射流场数值研究

从耦合辐射的轴对称热化学非平衡Ｎ－Ｓ方程出发，采用双温度、１１组元反应气体模型，耦合“线－线”精细辐射模型，利用隐式ＮＮＤ有限差分格式和时间预处理技术数值求解了ＦＩＲＥＩＩ飞船热化学非平衡辐射流场，得到了有关辐射热和辐射光谱计算结果，并与有关文献的实验结果和计算结果进行了比较。

HLLE+格式在高超声速热化学非平衡流场中的应用

对HLLE+格式进行了讨论,并将其应用于高超声速热化学非平衡反应流场的数值模拟。本文控制方程为带化学反应源项的多组元轴对称Navier-Stokes方程,为了保证数值模拟的精确度,空间分裂采用基于结构网格的有限体积迎风格式HLLE+方法,时间推进为隐式的LU-SGS方法。化学反应模型采用经典的Dunn-Kang反应模型,并且采用Park的双温模型模拟流场的热力学非平衡效应。对高超声速条件下的RAM-CII模型进行了数值模拟,得到了与实验以及文献相符合的结果,验证了对HLLE+格式扩展的正确性。

含双时间步法的化学非平衡流解耦算法

发展基于隐式双时间步法的化学非平衡流解耦型计算方法.采用算子分裂法对流动和反应进行解耦处理,流动方程组通过双时间步方法求解;源项方程组采用二阶梯形公式迭代求解;提出"源项消去"法,以消除化学反应源项对流动求解引入的误差,从而保证流动方程组求解的时间精度.理论分析和计算结果表明,方法既可以保证双时间步法的求解效率,又可以获得比较精确的非定常计算结果.

化学非平衡效应对返回舱再入气动力特性的影响

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。

标模外形化学非平衡流场数值模拟

利用三维并行计算代码求解Navier-Stokes方程,数值模拟标模(ELECTRE)化学非平衡绕流,研究真实气体效应对标模气动热特性的影响,反应模型为Dunn和Kang的7组元7反应化学动力学模型.利用典型弹道点的飞行试验数据验证化学非平衡流计算程序的可靠性.在此基础上,研究不同壁面催化条件下攻角和高度变化对热流的影响.计算表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,并使激波脱体距离减小;完全催化壁驻点热流值高于非催化壁热流值;随着攻角增大,热流分布差异明显,而且攻角越大时,物面电子数密度越小;飞行高度越高,O2和N2离解程度越低,驻点热流越低.

氧碘化学激光器中的化学非平衡流动数值模拟

采用数值方法求解二维可压缩非定常NavierStokes(NS)方程及组分连续方程,计算氧碘化学激光器中的化学非平衡流场。采用格心格式的有限体积法对NS方程作空间离散,用四步龙格库塔方法作显式时间推进。假设混合气体为热力学完全而热值非完全气体,化学反应模型采用有限速率反应模型。使用一种松弛迭代的方法来处理化学源项的刚性问题。对3种组分配比情况下氧碘化学激光器中的化学非平衡流动进行了计算,给出了不同情况下几种组分的浓度分布,分析了2种组分的浓度对激光器性能的影响。所得结果与理论分析以及文献结论一致。

高超声速热化学非平衡绕流分布式并行计算

讨论了非结构网格高超声速热化学非平衡绕流流场的分布式并行数值模拟方法.流动控制方程为多组分Navier-Stokes方程,化学反应模型为考虑了弱电离效应的七组元空气反应模型及双温模型.控制方程的空间离散采用Jameson有限体积法,时间推进为显式5步Runge-Kutta法.采用基于区域分裂的分布式并行计算方法,对整体计算区域进行了以各子区单元数为负载均衡条件的划分.使用PVM并行机制在PCs-Cluster机群上对二维钝头体高超声速热化学非平衡绕流进行了分布式并行计算,得到了与串行计算及文献相符合的计算结果.

高超音速化学非平衡流的隐式格式迭代解法

针对高超音速化学非平衡流计算中的隐式TVD格式给出了一种迭代解法 .该方法是在原有的Harten Yee格式基础上 ,在每一时间步对无粘部分进行迭代运算 ,目的是为了加速收敛 .借助对模型方程的收敛性分析 ,证明该迭代算法是收敛的 .二维数值实验表明该方法对于高马赫数时的化学非平衡流能明显提高隐式格式的计算效率 ,其计算结果是满意的 .