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高超声速高温气体流场的数值模拟

作　者: 李海燕
导　师: 朱国林；董维中
学　校: 中国空气动力研究与发展中心
专　业: 流体力学
关键词: 高超声速气动热力学数值模拟高温效应高超声速喷管航天飞机双尺度参数
分类号: V411
类　型: 博士论文
年　份: 2007年
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内容摘要

高超声速飞行器再入大气层时,在其周围的激波层内具有很高的温度,足以引起气体发生振动激发、离解甚至电离等物理化学现象,这些现象统称为“高温效应”。高温效应严重地影响了飞行器的气动加热、俯仰力矩特性和通讯传输。高温效应的研究需要理论分析、地面试验和飞行试验三者的有机结合。为研究高温效应,尽管世界各国建造了一些高焓风洞试验设备,但由于试验流场的分析和测量手段的局限性等原因,地面试验模拟仍存在着不少困难。随着计算机技术的发展,计算流体力学(CFD)在分析和研究高温效应方面得到了广泛的应用,可以在相对较短的时间内完成高超声速飞行器高温绕流流场和高焓风洞试验流场及其试验模型绕流流场的数值计算和理论分析,为高超声速飞行器设计提供大量气动数据和弥补高焓风洞试验及测量的不足。本文围绕高超声速高温流场中的高温效应问题,采用有限体积法数值求解热化学非平衡二维和三维定常Euler方程和Navier-Stokes方程,推导了热化学非平衡流近似粘性通量特征值,对有限催化壁边界条件进行了完善,建立了模拟高超声速高温流场的计算软件,并且进行了各种算例和各种数据的考核。该计算软件支持多块对接结构网格,能够模拟冻结流、化学平衡流、化学非平衡流和热化学非平衡流,其中对于化学平衡流,采用平衡常数、最小自由能和曲线拟合三种方法,对于热化学非平衡流,采用了两温度模型、三温度模型和多温度模型(每个分子组分的振动能采用各自的振动温度来描述)。利用该计算软件开展了高超声速喷管热化学非平衡流动的研究、高超声速翼型高温流场计算及数据相关性分析和Hermes基本型航天飞机高温流场的数值分析。本文共分为六章。第一章为引言。介绍了高温效应的研究背景和模拟方法;列举了国内外有关高温效应研究现状以及高温效应模拟中所面临的问题;介绍了本文的主要工作。第二章为数值计算方法及其验证。介绍了计算软件中的控制方程、化学物理模型和计算方法,并对计算软件进行了各种算例和各种数据的考核。在计算软件的考核中,考核的外形有球头、圆锥体、钝锥体、圆柱体和钝双锥体,考核的数据包括了压力、粘性摩擦力、热流、组分质量分数、振动温度和电子数密度等数据,这些数据与现有国内外计算和试验数据吻合得比较好,表明本文建立的计算软件具有很高的可靠性和精度。第三章是高超声速喷管热化学非平衡流动的研究。利用建立的计算软件,采用多温度模型数值模拟了三种典型的高超声速喷管的热化学非平衡流场,给出了平动温度、不同分子组分的振动温度、速度、马赫数和不同组分质量分数等流场数据,并与已有的采用轴对称Navier-Stokes方程计算的结果,进行了比较,二者吻合得很好。计算结果表明:(1)喷管膨胀流动中存在的化学反应会使喷管出口速度增加,密度降低,压力升高,温度升高,马赫数降低;(2)不同化学动力学模型对组分质量分数、喷管出口温度和马赫数影响比较大,对喷管出口速度和密度影响不明显;(3)振动非平衡效应会使出口平动温度降低,马赫数升高,对空气化学组分的质量分数影响不大,对喷管出口的密度和速度影响也不明显;(4)采用多温度模型计算的喷管出口温度比采用两温度模型计算的喷管出口温度略偏高,马赫数略偏低;(5)对于高超声速喷管流动,单一振动温度已不能准确地描述喷管流动中的振动能松弛过程,需要采用两振动温度以上的多温度模型来模拟振动非平衡过程。第四章是高超声速翼型高温流场计算及数据相关性分析。利用建立的计算软件,分析了高温效应对高超声速翼型气动力特性的影响,开展了高超声速翼型气动力数据的相关性分析。计算所采用的翼型为类航天飞机翼型和厚度比在5%和15%之间变化的椭圆翼型。对于类航天飞机翼型,计算了一个飞行状态下的气动力特性;对于椭圆翼型,计算在一定飞行速度和飞行高度范围内展开。为分析双尺度参数的影响,计算了具有不同弦长但具有相同弦长密度乘积条件下的椭圆翼型的气动力特性。研究结果表明:(1)高温效应引起的升阻力系数减小程度,随着速度(焓值)的增加而一致性地变强,压力中心随着速度的增加而系统性地向前偏移;(2)高温效应引起的升阻力系数减小程度,受到的翼型几何参数的影响不是很强,但压力中心前移的程度很强地依赖于翼型几何参数,一般说来细长翼型的压力中心前移程度小于厚度较厚且前缘较钝的翼型;(3)在决定椭圆翼型气动力特性的迎风面,以双尺度参数来表现的二体碰撞化学反应在总的化学反应中起支配作用时,双尺度参数是有效的。第五章是对基本型航天飞机的高温流场数值模拟。采用不同气体模型计算了不同状态下Hermes基本型航天飞机的气动特性,分析了高温效应对气动特性的影响以及多块网格条件下流场计算的有效性。计算结果表明:(1)本文建立的计算软件能够模拟绕复杂外形高超声速飞行器的高温流场;(2)热力学非平衡的影响是比较明显的,热力学非平衡效应使压心前移的程度加大;(3)多个振动温度模型的压心位置计算结果与单一振动温度模型很接近;(4)壁面催化条件对热流计算的影响是非常显著的。第六章是结束语,对全文工作进行了简要的总结,明确了需进一步展开的工作。

全文目录

摘要  6-8
ABSTRACT  8-11
第一章引言  11-24
  1.1 研究背景  11-14
    1.1.1 高温效应的特点  11-12
    1.1.2 研究高温效应的意义  12-14
  1.2 高温效应国内外研究进展  14-19
    1.2.1 国外进展  14-17
    1.2.2 国内进展  17-19
  1.3 高温效应模拟所面临的问题  19-21
  1.4 高焓设备中喷管流动数值模拟的意义和状况  21-22
  1.5 本文的工作  22-24
第二章数值计算方法及其验证  24-96
  2.1 前言  24-25
  2.2 热化学非平衡流的控制方程  25-36
    2.2.1 流动控制方程  25-27
    2.2.2 热力学模型  27-29
    2.2.3 化学动力学模型  29-30
    2.2.4 各种能量松弛和变化过程  30-33
    2.2.5 输运系数  33-35
    2.2.6 无量纲形式的流动控制方程  35
    2.2.7 坐标变换  35-36
  2.3 平衡流控制方程及求解方法  36-45
    2.3.1 流动控制方程  36-37
    2.3.2 平衡流气体热力学关系  37-39
    2.3.3 平衡常数法  39-41
    2.3.4 最小自由能方法  41-43
    2.3.5 曲线拟合方法  43-44
    2.3.6 平衡流气体输运特性  44-45
  2.4 数值方法  45-62
    2.4.1 控制方程的离散  45-46
    2.4.2 隐式计算方法  46-48
    2.4.3 无粘通量的计算方法  48-55
    2.4.4 粘性通量的计算方法  55-56
    2.4.5 边界条件  56-62
  2.5 计算方法的验证  62-72
    2.5.1 三维球头的流场计算  62-65
    2.5.2 三维圆锥体的流场计算  65-68
    2.5.3 三维钝锥的流场计算  68-70
    2.5.4 三维圆柱体的流场计算  70-71
    2.5.5 钝双锥体的流场计算  71-72
  2.6 本章小结  72-96
第三章高超声速喷管热化学非平衡流的研究  96-114
  3.1 前言  96-97
  3.2 数值方法  97
  3.3 高超声速型面喷管无粘热化学非平衡流的计算  97-98
  3.4 高超声速锥型喷管无粘热化学非平衡流的计算  98-99
  3.5 高超声速锥型喷管热化学非平衡粘性流的计算  99-102
    3.5.1 计算结果和文献的比较  99-100
    3.5.2 喷管内流的流场分析  100
    3.5.3 化学非平衡效应对喷管流动的影响  100-101
    3.5.4 热力学非平衡效应对喷管流动的影响  101-102
  3.6 本章小结  102-114
第四章高超声速翼型高温流场计算及数据相关性分析  114-135
  4.1 前言  114-115
  4.2 数值方法  115
  4.3 计算结果和分析  115-119
    4.3.1 高温效应对气动力特性的影响  115-118
    4.3.2 翼型气动力数据相关性分析  118-119
  4.4 本章小结  119-135
第五章基本型航天飞机高温流场的数值模拟  135-157
  5.1 前言  135-136
  5.2 数值方法  136
  5.3 计算结果与分析  136-138
  5.4 本章小结  138-157
第六章结束语  157-160
  6.1 论文主要工作  157-159
  6.2 下一步工作  159-160
致谢  160-161
作者简历  161
攻读博士期间完成的文稿  161-162
参考文献  162-172
附录A 化学平衡流平衡声速的推导  172-175
附录B 近似粘性通量特征值的推导  175-180
附录C 有限催化壁边界条件的推导  180-183

高超声速高温气体流场的数值模拟

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