地球再入-外行星進(jìn)入飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境數(shù)值模擬研究.pdf

1、隨著我國(guó)航空航天事業(yè)的飛速發(fā)展，我國(guó)現(xiàn)已躋身世界航天強(qiáng)國(guó)之列，“載人登月”、“火星探索”等項(xiàng)目也已提上日程。外太空的探索過程中不可避免地要研究飛行器進(jìn)入外行星大氣以及返回地球大氣等過程，而高超聲速導(dǎo)致的高溫高壓流場(chǎng)環(huán)境嚴(yán)重影響其飛行安全。并且，高超聲速流場(chǎng)復(fù)雜的熱化學(xué)非平衡特性，使其在數(shù)值模擬計(jì)算方面具有一定的難度。
　　本文主要采用數(shù)值模擬技術(shù)手段對(duì)高超聲速條件下的流場(chǎng)進(jìn)行模擬，并分析其氣動(dòng)熱相關(guān)問題。該程序是在多組分、多溫度守

2、恒型方程組的基礎(chǔ)上建立的，包括組分連續(xù)方程、動(dòng)量方程、能量方程、振動(dòng)能量方程和電子能量方程，其中振動(dòng)能量方程和電子能量方程分別描述流場(chǎng)各組分總振動(dòng)能量和總電子能量的輸運(yùn)過程;對(duì)流場(chǎng)熱力學(xué)非平衡效應(yīng)采用多溫度模型，對(duì)應(yīng)?；銎絼?dòng)-轉(zhuǎn)動(dòng)溫度、振動(dòng)溫度和電子溫度;對(duì)高溫大氣化學(xué)反應(yīng)使用組分方程源項(xiàng)來描述。
　　文中首先使用經(jīng)典飛行試驗(yàn)和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)算例對(duì)所用計(jì)算程序進(jìn)行驗(yàn)證，包括ELECTRE標(biāo)模飛行試驗(yàn)、圓球風(fēng)洞試驗(yàn)、RAM C-Ⅱ飛行試

3、驗(yàn)、火星再入飛行器模型風(fēng)洞試驗(yàn)，以及MSL模型風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果表明論文程序在針對(duì)熱化學(xué)非平衡流場(chǎng)的計(jì)算中與現(xiàn)實(shí)情況相符，并且得出溫度模型的選取對(duì)熱流值和激波脫體距離的影響不大的結(jié)論。
　　其次，本文選取兩條典型飛行走廊，分別研究地球再入的FIREⅡ試驗(yàn)器和火星進(jìn)入的球頭模型在各自飛行走廊上的高速高溫非平衡流場(chǎng)變化，結(jié)果表明，飛行器進(jìn)入大氣過程中，壓力P與Ma呈負(fù)相關(guān)，平動(dòng)，轉(zhuǎn)動(dòng)溫度T和振動(dòng)溫度Tv與Ma呈正相關(guān)，高空稀薄大氣的低密度

4、特性會(huì)影響壁面熱流密度的變化規(guī)律。并且，壁面催化條件對(duì)流場(chǎng)的P、T、Tv以及流場(chǎng)中各粒子的分布幾乎沒有影響，但對(duì)熱流密度值影響較大，超催化壁面條件的熱流值比完全非催化壁面條件下更高。
　　最后使用已驗(yàn)證的計(jì)算程序?qū)θS模型進(jìn)行數(shù)值模擬，分別使用Apollo飛船模型、HYPULSE風(fēng)洞模型以及MSL飛行器模型，并對(duì)其三維流場(chǎng)進(jìn)行分析，結(jié)果表明:高超聲速飛行器頭部薄激波層內(nèi)的熱力學(xué)非平衡效應(yīng)最為顯著，其能量在平動(dòng)-轉(zhuǎn)動(dòng)模態(tài)和振動(dòng)-電子