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高温化学非平衡湍流边界层直接数值模拟

航空学报 2022年第1期43卷 236-247页

作者：刘朋欣袁先旭孙东傅亚陆李辰中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000

高超声速飞行器在特定工况下飞行时,其表面会存在湍流与化学非平衡耦合作用,但考虑化学反应的高温湍流边界层的研究工作还十分有限。选取高超声速楔形体头部斜激波后的流动状态,分别采用热完全气体模型、空气化学反应模型开展直接数值模... 详细信息

高超声速飞行器在特定工况下飞行时,其表面会存在湍流与化学非平衡耦合作用,但考虑化学反应的高温湍流边界层的研究工作还十分有限。选取高超声速楔形体头部斜激波后的流动状态,分别采用热完全气体模型、空气化学反应模型开展直接数值模拟(DNS)研究,对比分析了化学非平衡效应对湍流统计量、湍流脉动量的影响趋势,并研究了高温湍流边界层标度律。计算结果表明,以吸热离解反应为主的化学非平衡效应会使边界层平均温度和脉动温度显著降低,但对平均速度剖面、速度脉动、雷诺应力的影响较小;在高温化学非平衡湍流边界层的对数区,各流动参数的拓展自相似理论的相对标度指数基本符合标度律。

关键词：高超声速流动高温化学非平衡湍流边界层直接数值模拟标度律

节流式燃氧分离固体发动机准一维内弹道数值研究

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Acta Mechanica Sinica 2024年第1期40卷 85-101页

作者：王立民王富祺王志邦王英男王革关奔周星 College of Aerospace Science and Engineering National University of Defense TechnologyChangsha 410073China Inner Mongolia Dynamic and Mechanical Institute Hohhot 010011China College of Aerospace and Civil Engineering Harbin Engineering UniversityHarbin 150001China College of Engineering Peking UniversityBeijing 100871China

本文建立了用于计算节流式燃氧分离固体发动机内弹道的准一维数值模型。节流式燃氧分离固体发动机通过改变富燃燃烧室和富氧燃烧室之间的节流阀开口半径来实现其推力的调节。数值模型采用简化的反应机理来描述化学非平衡过程,且考虑了... 详细信息

本文建立了用于计算节流式燃氧分离固体发动机内弹道的准一维数值模型。节流式燃氧分离固体发动机通过改变富燃燃烧室和富氧燃烧室之间的节流阀开口半径来实现其推力的调节。数值模型采用简化的反应机理来描述化学非平衡过程,且考虑了燃烧室中的质量添加、壁面摩擦和推进剂燃面退移过程。利用该数值模型展示了节流式燃氧分离固体发动机的内部流动参数分布和工作性能.发动机稳定工作状态结果显示,当节流阀开度半径由10.5mm调节至1.4mm时,发动机推力由121.82N增加至250.60N,推力提升了206%,验证了节流式燃氧分离固体发动机概念的可行性.流动参数也表明节流阀的调节作用仅在阀门开度较小时才得以充分体现.发动机动态工作过程结果显示,在调节阀停止作动时,节流式燃氧分离固体发动机性能会产生负调现象,因而需要对发动机采取额外的保护措施.对节流式燃氧分离固体发动机调节能力的理论预测发现,发动机的推力调节能力受限于富燃燃烧室压力和初始质量流量比,需要在多个参数之间进行权衡以实现合理的推力调节比.最后对推进剂的布置方式进行了初步探讨结果表明,燃氧推进剂布置下发动机的推力调节能力优于氧燃推进剂布置。

关键词：固体发动机化学非平衡燃烧室压力阀门开度质量流量比流动参数节流阀开度准一维

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高焓激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

航空学报 2023年第13期44卷 52-67页

作者：刘晓东刘朋欣李辰孙东袁先旭空气动力学国家重点实验室绵阳621000 西昌卫星发射中心西昌615000

激波/湍流边界层干扰是高速飞行器表面常见的一种流动现象。当前高超声速飞行器的飞行马赫数不断提高,在头部激波后的高温环境中空气可能发生离解,出现高焓激波/湍流边界层干扰。相比于完全气体,高焓流动中化学非平衡效应可能与湍流、... 详细信息

激波/湍流边界层干扰是高速飞行器表面常见的一种流动现象。当前高超声速飞行器的飞行马赫数不断提高,在头部激波后的高温环境中空气可能发生离解,出现高焓激波/湍流边界层干扰。相比于完全气体,高焓流动中化学非平衡效应可能与湍流、激波发生强烈的耦合作用,使流动情况变得更加复杂,目前相关研究较少,缺乏对此类流动的深入认识。选取高超声速楔形体头部斜激波后的高焓流动状态开展高焓激波/湍流边界层干扰直接数值模拟,并与相似工况的低焓流动对比,研究高温化学非平衡效应对流动分离的影响机制和组分扩散带来的影响。结果表明:高温化学非平衡效应对雷诺应力分布和湍动能输运过程的影响不明显;对流动分离影响显著,高焓流动的分离区远小于低焓流动,这可能是来流边界层动量增大和分离泡密度增大共同作用造成的。流动分离非定常分析表明高焓工况流动分离状态为瞬变分离,而低焓工况为平均分离;两者回流面积中的能量都以中低频为主,但低焓工况低频能量占比更大。进一步对高焓工况干扰区内的流向速度脉动和O组分质量分数脉动进行特征正交分解分析,发现分离泡变化过程中的能量主要集中在剪切层,这与低焓流动一致;气体组分的能量模态在分离激波处最高,表明激波是引起组分脉动的主要原因。

关键词：高超声速激波/湍流边界层干扰化学非平衡直接数值模拟非定常流动分离

基于机器学习的界面多相催化效应动力学蒙特卡罗模化

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中国科学：物理学、力学、天文学 2022年第12期52卷 116-126页

作者：李芹王梓伊杨肖峰董威刘磊杜雁霞桂业伟上海交通大学机械与动力工程学院上海200240 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000

高焓气动环境表面多相催化效应对高超声速飞行器气动热有显著影响,对该效应多尺度特征的表征建模是飞行器热防护系统轻量化、低冗余设计的重要前提.采用动力学蒙特卡罗方法,建立了可用于宏观流场计算的界面多相催化介观模型,并通过径向... 详细信息

高焓气动环境表面多相催化效应对高超声速飞行器气动热有显著影响,对该效应多尺度特征的表征建模是飞行器热防护系统轻量化、低冗余设计的重要前提.采用动力学蒙特卡罗方法,建立了可用于宏观流场计算的界面多相催化介观模型,并通过径向基函数神经网络算法,训练形成了基于机器学习的吸附演化动力学精确解析的界面多相催化代理模型,实现了催化复合系数的快速精准预测.研究表明,基于机器学习的界面催化代理模型获得的复合系数预测值与动力学蒙特卡罗方法相一致,同时计算时间大幅缩短至常规宏观方法耗时.通过与宏观非平衡流场求解器耦合,所建立的界面催化模型可快速获得多尺度界面多相催化效应下的表面气动加热热流.基于机器学习方法对微细尺度的计算结果进行模化并用于宏观计算,在解析界面多相反应演化动力学的同时,提升了计算效率,为工程适用的飞行器复杂高温效应跨尺度建模提供了理论依据.

关键词：化学非平衡气动热界面多相催化动力学蒙特卡罗机器学习径向基函数神经网络

考虑化学非平衡效应的高温湍流边界层统计特性分析

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空气动力学学报 2022年第4期40卷 124-131页

作者：刘朋欣李辰孙东傅亚陆袁先旭中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000

新型高超声速飞行器在中低空以极高马赫数飞行时,会面临湍流与高温化学非平衡效应耦合作用的复杂流动环境,但相关研究工作还比较少。以楔形体头部斜激波后的高温非平衡湍流边界层作为研究对象,分别采用两种气体模型(完全气体模型和空气... 详细信息

新型高超声速飞行器在中低空以极高马赫数飞行时,会面临湍流与高温化学非平衡效应耦合作用的复杂流动环境,但相关研究工作还比较少。以楔形体头部斜激波后的高温非平衡湍流边界层作为研究对象,分别采用两种气体模型(完全气体模型和空气化学反应模型)开展直接数值模拟研究,对比分析了Walz关系式、强雷诺比拟关系(Strong Reynolds Analogy,SRA)、湍动能生成耗散机制和湍流可压缩效应。计算结果表明,弱可压缩假设在高温化学非平衡湍流边界层中仍然成立。采用无量纲恢复焓建立的与速度之间的关系式,可以消除马赫数、化学反应等因素的影响,与直接数值模拟的结果符合较好。GHSRA(Generalized Huang’s SRA)可以较好地描述温度脉动与速度脉动之间的强雷诺比拟关系。且采用半当地尺度归一化时,不同工况下湍动能输运方程各项的分布能够较好地符合。化学非平衡效应及高马赫数效应引起的可压缩效应有限。

关键词：高超声速流动高温化学非平衡湍流边界层统计特性

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充气式返回舱化学非平衡仿真分析

国防科技大学学报 2024年第3期46卷 79-87页

作者：何青松王广兴冯瑞董海波黄明星贾贺北京空间机电研究所北京100094 中国航天科技集团有限公司航天进入、减速与着陆技术实验室北京100094

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... 详细信息

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。

关键词：充气式返回舱化学非平衡外形变化组分分布数值模拟

高超声速飞行器表面吸附特性对多相催化过程影响的数值模拟

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上海交通大学学报 2021年第11期55卷 1352-1361页

作者：李芹杨肖峰董威杜雁霞上海交通大学机械与动力工程学院上海200240 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000

针对表面催化效应对高超声速飞行器气动热影响显著且难以准确预测的问题,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,建立了含物理/化学吸附、Eley-Rideal(ER)和Langmuir-Hinshelwood(LH)复合的有限速率四步表面多相催化模型.基于该模型进行... 详细信息

针对表面催化效应对高超声速飞行器气动热影响显著且难以准确预测的问题,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,建立了含物理/化学吸附、Eley-Rideal(ER)和Langmuir-Hinshelwood(LH)复合的有限速率四步表面多相催化模型.基于该模型进行了高超声速圆柱绕流数值模拟,分析了物理和化学吸附位覆盖率对高焓空气流场表面催化反应速率和气动热的影响.结果表明:所发展的催化模型可有效提升气动热预测精准度;受各吸附、复合反应过程的交叉影响,表面覆盖率对气动热的影响是非线性的.所建模型基于真实的物理过程,能够反映材料催化属性的差异,可为高超声速飞行器热防护系统的轻量化、低冗余设计提供理论支撑.

关键词：表面催化反应化学非平衡物理吸附气动热高超声速界面物理

月地高速再入返回器化学非平衡气动影响预测与飞行验证

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中国科学：技术科学 2021年第7期51卷 813-827页

作者：李齐魏昊功李志辉陈刚彭兢杨孟飞北京空间飞行器总体设计部北京100094 中国空气动力研究与发展中心超高速所绵阳621000 中国空间技术研究院北京100094

月地高速再入返回器以近11 km/s的速度跳跃式再入地球大气层,相较近地轨道再入飞行器,绕流场化学非平衡效应更加复杂、对返回器气动力影响更为显著.本文分别采用7组分以上的化学非平衡模型分析了化学非平衡效应对返回器60~80 km气动力... 详细信息

月地高速再入返回器以近11 km/s的速度跳跃式再入地球大气层,相较近地轨道再入飞行器,绕流场化学非平衡效应更加复杂、对返回器气动力影响更为显著.本文分别采用7组分以上的化学非平衡模型分析了化学非平衡效应对返回器60~80 km气动力特性的影响机制与规律,探讨了适于月地高速再入返回器中高空气动特性预测的数值方法与边界条件.最后,利用月地高速再入飞行气动辨识数据与本文建立的化学非平衡模拟算法的计算数据进行对比,确认配平攻角的预测误差不超过0.7°,配平升阻比预测精度优于2.5%,证明本文所建立的方法对于月地高速再入返回器的中高空气动特性预测是有效与高精度的.

关键词：月地高速再入返回器化学非平衡气动力特性飞行辨识

热化学模型对高超声速磁流体控制数值模拟影响分析

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物理学报 2019年第17期68卷 176-188页

作者：丁明松江涛董维中高铁锁刘庆宗傅杨奥骁中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所

针对等离子体流场的模拟准确性问题及其对高超声速磁流体控制的影响,通过数值求解三维非平衡Navier-Stokes流场控制方程和Maxwell电磁场控制方程,建立了三维低磁雷诺数磁流体数值模拟方法及程序,分析了不同空气组分化学反应模型和壁面... 详细信息

针对等离子体流场的模拟准确性问题及其对高超声速磁流体控制的影响,通过数值求解三维非平衡Navier-Stokes流场控制方程和Maxwell电磁场控制方程,建立了三维低磁雷诺数磁流体数值模拟方法及程序,分析了不同空气组分化学反应模型和壁面有限催化效率等因素对高超声速磁流体控制的影响.研究表明:不同空气组分化学反应模型对高超声速磁流体流场结构、气动力/热特性控制的影响不容忽视;对于本文计算条件,Park化学反应模型在组分模型一致性、等离子体模拟准确性等方面具有一定优势;磁控热防护效果,受壁面有限催化复合系数影响较大,两者呈非线性关系,不同表面区域差异较大;磁场对磁阻力伞及其磁阻力特性影响,受壁面催化效应的影响相对较小.

关键词：磁流体动力学等离子体化学非平衡数值模拟