高焓流动实验模拟与测量技术研究 -中科院力学所姜宗林
第2讲-风洞
定常流动
29
30
1. 风洞的构成与分类 2. 风洞实验技术 3. 风洞实验技术之－－流动显示 4. 模型实验与实际流动问题间的相似性 5. 风洞应用举例
航空航天、一般工业、体育、科学研究
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模型实验
相似准则
几何相似 运动学相似 动力学相似
主要因素
实际问题
32
CD
=
1
FD
ρV 2 A
=
f (Re)
2
风速100m/s 功率7800kW
冷战期间70年代，美国人获准参 观，赞叹之余，连呼难以置信， 认为我们得到苏联人的帮助。
冷战结束后90年代，俄罗斯人获 准来到绵阳参观，赞叹之余，认 为我们一定得到了美国的技术支 持。
中国人自己的创造力 11
Sketch of the Wright brothers' 1901 wind tunnel
1. 风洞的构成与分类 2. 风洞实验测量 3. 风洞实验之一 流动显示 4. 模型实验与实际流动问题间的相似性 5. 风洞应用举例
航空航天、一般工业、体育、科学研究
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迹线、流线和脉线
——用于显示和描述流场的 迹线：同一流体质点 的运动轨迹。
实验中： 给流体作标记，如着色，然后随之运动连续曝光拍照。
关心的 (可用脉线或迹线显示流场)
27
定常流动 染色线（脉线）＝流线
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外加物质法(烟风洞,烟线法,烟屏法和蒸汽屏法,粒子图像法, 氦气泡法,氢气泡法,染色法,水面撒播法;表面流动显示—— 丝线法,油膜法,升华法,液晶法等 )
光学法(阴影法,纹影法,干涉法,激光测速仪,粒子图像速度仪, 全息干涉 ) 注入能量法－辉光放电法和电子束法
实验流体力学-4.风洞
在实验室内进行模型试验，必须创 造一个可调节的均匀气流场。而风洞就 是产生这个均匀气流场的气动设备。实 质上是一个特殊设计的管道。 本章主要介绍低速风洞、超音速风 洞、跨音速风洞的基本工作原理和气流 特点。
主要内容
风洞的发展 风洞试验模拟的不足及其修正 风洞类别 低速风洞 超音速风洞 跨音速风洞 风洞发展动向
30/ 2小时 ≤150 50/ 0.5小时 ≤20 ≤ 0 0 250 280/ 1小时 170/ 1小时 0 外 127 内117/外 97 内125/外 103 内125外 /100
（3） 低速风洞型式
按型式分:直流式和回流式风洞 直流式：一般闭口（电机位于实验段后，避免空气 从开口实验段处直接流入）
（2）支架干扰
风洞试验中，需要用支架把模型支撑在气流 中。支架的存在，产生对模型流场的干扰， 称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正 支架的影响，但很难修正干净。近来，正发 展起一种称为"磁悬模型"的技术。在试验段内 产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在 气流中。
（3）相似准则不能满足的影响
风洞试验的理论基础是相似原理。相似原理要求风 洞流场与真实飞行流场之间满足所有的相似准则， 或两个流场对应的所有相似准则数相等。风洞试验 很难完全满足。最常见的主要相似准则不满足是亚 跨声速风洞的雷诺数不够。以波音737飞机为例，它 在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飞行， 雷诺数为2.4×107，而在3米亚声速风洞中以风速 100m/s试验，雷诺数仅约为1.4×106，两者相距甚远。 提高风洞雷诺数的方法主要有:
（4） 低速风洞模拟参数
Re数 低湍流度 湍流度对层流到湍流的转捩，边界层内部结构及 其分离，大迎角分离流，旋涡的稳定性研究，非定常 的气动力测量以及战斗机气动特性的风洞试验结果等 均产生明显影响。
类Apollo返回舱外形肩部热流的数值影响因素分析
类Apollo返回舱外形肩部热流的数值影响因素分析丁中航;吴颂平【摘要】预测类Apollo返回舱外形在高焓来流下的气动热特性,研究网格Reynolds数、壁面温度、多种化学反应模型以及限制器对预测热流的影响.采用ESI-CFD-FASTRAN软件作为数值模拟平台,使用基于温度梯度及分子扩散效应的热流模型;空间离散采用Roe-FDS格式,时间推进采用点隐式;采用等温壁面条件.数值计算表明:(1)热流在返回舱头部驻点处达到一个极值,沿着壁面热流不断下降,经过返回舱肩部热流有突越上升;(2)满足网格Reynolds数小于10的网格获得的热流较为准确;(3)使用Gupta模型计算得到的热流与Park85模型得到的类似,但是获得的热流分布类似;(4)采用湍流模型获得的头部肩部热流结果与层流结果相同;(5)二阶min-mod限制器实现了高阶格式,其计算得到的热流结果在肩部略高,但是整体分布略低于不带限制器的格式.因此,在计算中采用满足网格Reynolds数壁面网格,采用带限制器的高阶格式计算获得的热流分布更加准确;由于头部热流主要贡献并非来源于湍流,因此对于肩部热流采用层流模型足够准确.【期刊名称】《气体物理》【年(卷),期】2017(002)006【总页数】10页(P54-63)【关键词】返回舱;气动热;肩部热流;数值模拟【作者】丁中航;吴颂平【作者单位】[1]北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;;[1]北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;[2]教育部流体力学实验室,北京航空航天大学,北京100191;【正文语种】中文【中图分类】V411.3引言随着空天技术的发展，飞行器的高度、速度在进入21世纪以来有了巨大的突破，人类更加快速地展开了太空科技的研究，而往返太空与地球之间的空天载具目前而言开发难度较大，尚未形成成熟的技术.因此，返回舱作为载人／实验／返回地球的载具在未来很长一段时间内仍有重要作用.返回舱在进入大气至着陆期间，Apollo飞船再入速度高达11.2 km／s［1］，与空气发生剧烈摩擦会产生严重气动热现象.以第一宇宙速度7.91 km／s为例，其单位动能为31.3 MJ／kg，最大能流量达65 MW／m，由对流、扩散、辐射［2］引起的加热烧蚀严重考验返回舱的性能.因此，在设计返回舱时，气动热的估计是非常重要的一个环节.而随着宇航技术的发展，我国已开始进行火星着陆的研究，对于火星而言，其大气组分与地球不同（以CO2为主），其气动热效应以及化学非平衡效应也有所不同［3⁃4］.目前研究该课题的方法主要包括：风洞实验，理论分析和数值模拟.在高超声速条件下，采用球冠倒锥形的返回舱有降低表面热流并提高阻力的优势，因此目前国际上大多采用这种形式［5］.各国也相继开展了对这种形式返回舱气动性能的研究.MacLean等［6］概述了高焓风洞LENS中Apollo形状的模型实验及数值模拟，结果表明返回舱前体的受热情况最为严峻，并且在返回舱靠近肩部的位置还会出现热流异常升高.在进行实验的时候，对于气动加热异常的肩部，测热传感器的埋置会改变肩部表面的局部物面曲率，影响局部流场，而往往经过肩部后压力梯度骤降，物理信息正是通过在肩部物面亚声速区向球冠传播.因此，肩部测热传感器会引起测量的流场与原流场在肩部部分不符合.故发展数值模拟和工程算法成为必要.目前，求解返回舱气动热已经有一系列成熟的工程算法［7］，以 Lees算法和Fay⁃Riddell算法为代表的驻点热流公式，基于实际飞行数据和实验数据，能够在可靠的精度内估计热流的数值.同时，这些公式经过修正可以计算带有攻角的返回舱驻点和肩部气动热.除了连续流外，还有用于计算自由分子流的Kemp⁃Riddell 公式，以及利用桥函数连接Lees公式和Kemp⁃Riddell公式得到过渡流的计算公式.但是在工程计算过程中往往以应用为主，无法刻画流场的细节.试图精确获得高超声速全流场特性的研究早已开始，特征线法［8］是在计算资源不发达情况下发展出来的.随着计算能力增强，发展出一种先求解Euler方程再通过流线获得热流的方法.随着边界层方程的建立，求解该方程获得高精度的方法也被设计出来［9］.研究至今，由于计算能力达到足够要求，研究肩部热流机理细节的最好方法是模拟完全Navier⁃Stokes方程.因此，数值模拟成为研究肩部热流机理的重要途径.1 返回舱模型Apollo返回舱外形结构如图1所示，图中标注了返回舱剖面的一些参数，其中，RN为球冠曲率半径，RC为拐角曲率半径，θC为倒锥角，θh为球冠半顶角，dm 为最大截面半径，l为返回舱体长，de为返回舱小头直径.以上参数对应［6］的值列于表1.图1 返回舱剖面图及几何参数Fig.1 Dimensions of Apollo⁃like Reentry表1 类Apollo模型几何参数Table 1 Geometry parameters of Apollo⁃like modeparameters values RN 175.26 mm RC 7.30 mm θC32.5°dm 146.05 mm l 96.04 mm de 44.74 mm2 数值方法随着计算能力的提升，目前对于高超声速可压流动问题通常采用直接数值模拟求解Navier⁃Stokes方程.随着数值分析的不断发展，提出了很多高精度格式，比如：TVD［10］（total variation diminishing），ENO（essentiallynon⁃oscillatory），WENO［11］（weighted essentially non⁃oscillatory）以及 Discontinuous Galerkin等.这些格式都具有2阶以上的精度，但是面对非线性问题以及网格不良好的情况，TVD格式会使得流场出现明显的不均匀性，而WENO格式目前处理强激波问题时往往出现较强振荡［12］，这些鲁棒性不足的问题有时会影响解的精度和正确性.国内王发民等［13］，贺国宏等［14］，黄唐等［15］研究了格式对钝头体气动热计算的影响，结果表明借鉴了NND（non⁃oscillatory and non⁃free⁃parameters dissipative）思想的格式对避免数值计算的奇异性有作用.阎超等［16］比较了 Roe⁃FDS 格式，Van⁃Leer⁃FVS 格式以及AUSM＋格式的热流计算分辨率，认为驻点热流计算正确对热流分布有重要意义.AUSM＋格式在同样网格下驻点热流计算较为准确，其他格式也满足需求，同时指出热流的计算对格式和网格比较敏感，计算结果表明AUSM＋和Roe格式由于对线性波有天然的高分辨率，故可以获得较好的热流分布趋势.因此，Roe⁃FDS格式还是很多复杂问题的首选，同时，Roe⁃FDS格式可以通过添加限制器提高格式精度，对于本实验，由于肩部热流较为复杂，选择Roe⁃FDS格式作为空间离散方法比较稳妥.以一维Euler方程为例：其中，U ＝（ρ，ρu，e）T，F ＝（ρu，ρu2＋ p，（e＋ p）u）T.Roe⁃FDS格式对于第i个点上的差分可以写为式中，U为通量和为左右边界的数值通量.其中可以写为式中，UL为左状态守恒变量，UR为右状态守恒变量.1阶格式UL可以用Ui代替，UR可以用Ui＋1代替，高阶格式可以使用MUSCL等高阶重构方法获得左右状态的值.R和R－1分别代表F的左特征矩阵和右特征矩阵，Λ代表∂F／∂U的特征值.下标1／2代表平均，可以使用算数平均或者Roe平均来获得.3 物理模型3.1 化学反应模型高超声速引起的高温化学非平衡效应是不可避免的一个问题，数值计算表明：考虑化学非平衡效应的气体不仅对气动力、配平攻角有影响［17］，而且对计算热流也有重要作用.对于来流的空气组分，当温度达到2 500 K时氧气开始离解，当温度达到4 000 K 时氧气几乎完全离解，这时候氮气开始离解，当达到9 000 K时氮气几乎完全离解，氮原子和氧原子刚开始离解［18］.考虑本次实验的来流工况，利用激波关系式可知波后温度未达到9 000 K（如果考虑化学非平衡的吸热效果，就更不会达到这个温度），因此本次数值模拟不会发生电离及电离温度以上的反应.目前国内外流行的化学动力学模型有Dunn⁃Kang模型、 Park85［19］模型、Park93模型、 Park2001模型和Gupta模型，张敏捷等［20］利用球头绕流研究了这些模型，数值实验结果证明Park85⁃7组分模型精度与实验数据吻合最好，但是Park85⁃5模型计算量小，并且与7组分模型相差不大，适合工程计算.Gupta 回顾并重新构造了 Dunn⁃Kang［21］和 Bortner［22］的模型，得到了更详细的反应模型，其适用范围达30 000 K［23］.刘茂名［24］利用ESI⁃CFD⁃FASTRAN 软件模拟了类Apollo返回舱在高焓风洞［6］的实验，计算结果表明：考虑化学非平衡效应，Gupta模型较Park模型获得的热流结果更加吻合实验结果，在预测肩部热流的时候，Gupta模型能获得更高的热流值，因此，也将比较 Gupta模型和 Park模型的表现.对于化学反应速率k，通常使用Arrhenius公式拟合：式中，A，B，TD为拟合系数，视不同模型而不同，列于表2.表2 Park五组分模型化学反应速率拟合系数Table 2 Coefficients of chemical reaction rate of Park five⁃species modelNo.chemical reaction A ／（m3·mol －1·s－1） B TD ／K 1 O2＋M↔2O＋M M＝N2，O2，NO 2.75×1013－1 59 500 M＝N，O 8.25×1013－1 59 500 2 NO＋M↔N＋O＋M M ＝N2，O2，NO 2.30×1011－0.5 75 500 M＝N，O 4.60×1011－0.5 75 500 3 N2＋M↔N＋N＋M M＝N2，O2，NO 3.70×1015－1.6 113 920 M＝N，O 1.11×1016－1.6 113 920续表No.chemical reaction A ／（m3·mol－1·s－1） B TD ／K 4 NO＋O↔O＋O＋N 2.16×102 1.29 19 220 5 N2＋O↔NO＋N 3.18×107 0.10 37 700Park模型可以通过反应平衡比例来获得反向化学反应系数，而Gupta模型则指定正负反应速率.表3中Af，Bf，TDf为正向反应速率系数的参数，Ab，Bb，TDb 为逆向反应速率系数参数.表3 Gupta模型化学反应速率拟合系数Table 3 Coefficients of chemical reaction rate of Gupta modelNo. chemical reaction Af ／（m3·mol－1·s －1）Bf TDf ／K Ab／（m3·mol－1·s－1）Bb TDb／K 1 O2＋M↔2O ＋M M＝N2，O2，NO，N，O 3.61×1012－1 5.94×104 3.01×109－0.5 0 2 N2＋M↔N＋N＋M M＝N2，O2，NO，O 1.92×1011－0.51.131×105 1.09×1010－0.5 0 3 N2＋N↔N＋N＋N 4.15×1016－1.51.31×1052.32×1015－1.5 0 4 NO＋M↔N＋O＋M M＝N2，O2，NO，O，N3.97×1014－1.5 7.56×104 1.01×1014－1.5 0 5 NO＋O↔O2＋N 3.18×103－1 1.97×1049.63×1050.5 3.6×103 6 N2＋O↔NO＋N 6.75×1070 3.75×104 1.5×1080 03.2 热流模型对于完全气体，由Fourier定律知其热通量可以定义为考虑有多组分化学反应的热流通量，可以定义为式中，qw为壁面热流，k为热传导系数，ρ为混合气体总密度，Ds为组分s的扩散系数，hs为组分s的焓，Ys为组分 s的分密度，（∂T／∂n）和（∂Ys／∂n）分别为温度和组分密度沿着壁面法向的梯度.其中k，Ds，ρ，hs都可以是壁面的物理性质，可以通过经验公式计算得到［25］.因此计算热流就很依赖于（∂T／∂n）和（∂Ys／∂n）的计算，根据差分公式可以知道，第1层网格的大小影响截断误差的大小，因此壁面网格的尺度决定计算的精度.4 网格数值计算［6］验证了计算网格越密，热流的计算越精确.王浩［27］指出，若要获得准确的热流计算结果，物面处长宽比应该与法向网格Reynolds数同量级.Hoffman 等［26］，李君哲等［28］研究了网格与气动热关系的若干问题，满足第1层网格的网格Reynolds数经验公式如下：式中，Recell代表网格Reynolds数，随具体问题而定，ρ∞代表来流密度，u∞代表来流速度，μ∞代表来流黏性系数，Δn代表壁面第1层网格高度.刘茂名［24］的数值结果表明，对于该返回舱模型，第1层网格Reynolds数在10以内会有比较可靠的热流计算结果.5 工程计算赵梦熊［5］利用风洞实验和 Lees 及 Detra⁃Kemp⁃Riddell等工程公式研究了球冠倒锥形返回舱的气动加热，结果表明球冠的中心角大小影响热流的最大值位置.当声速点所在的角度大于球冠中心角时，声速点位于肩部［5］，经过肩部产生一系列膨胀波，压力下降非常剧烈，这种效应传递到亚声速区域，从而影响整个头部的物理场.对于一个给定的高超声速流场（Mach数大于10），球冠中心角越小，肩部热流相对于驻点热流就越大，文献［5］指出当球冠中心角约为20°时，两者基本相同.对于本课题的算例类Apollo返回舱而言，球冠部分中心角达到32.5°，其肩部热流有可能超过驻点热流成为关键部位.实验测量结果［29］表明，在带有大拐角的钝头体头部，热流会有一个突跃，对于方柱钝头，在拐角处出现一个热流突跃，这个值比方柱钝头体驻点处的热流还要高50%.理论公式［30］计算结果表明相似解理论无法准确估计热流的值.其原因在于经过拐角后的流动迅速膨胀，流速迅速增大，根据Fourier换热定律，流速越大的部位换热率也越高，因此会引起热流增大.同样，对于返回舱也是如此，在流经肩部的位置，由于大拐角会出现热流快速增长的现象.许菁利用该软件模拟了Labb 球头柱层流的计算［4］.比较上述二者计算结果，壁面条件取300 K或者1 000 K 都可以获得准确的气动结果.实验表明ESI⁃CFD⁃FASTRAN具有较高的鲁棒性，并且在满足化学非平衡计算的使用要求时，可以获得较合理的解.6 数值研究算例比较影响肩部热流计算的因素：网格，壁面温度的设置，空间格式限制器，湍流模型，化学反应模型.分析这些因素对预测肩部热流的影响.实验采用图1中的几何模型.实验来流工况见表4.表4中h0代表来流总焓，U代表来流流速，T代表来流静温，P代表来流静压，μ代表来流黏性系数，ρN2，ρO2，ρNO，ρO，ρN分别为组分 N2，O2，NO，O，N 的密度.本文数值模拟都将采用该工况.表4 层流空气的来流条件Table 4 Freestream condition for laminar runs in airh0／U／T／ρN2／ρO2／ρNO／ρO／ρN／P／μ／（MJ·kg－1）（m·s－1）K （kg·m－3）（kg·m－3）（kg·m－3）（kg·m－3）（kg·m－3）Pa （kg／（m·s－1））9.9 4167 5221.168×10－32.719×10－4 1.041×10－4 4.596×10－5 0 2451.041×10－4本实验主要考虑肩部周围突越热流，为节约计算资源，考虑以下思路：由于Navier⁃Stokes方程对流项特征化后存在三道特征线，代表三道波传播的方向和传播速度，其特征值分别为U＋c，U，U－c.对于高超声速流动而言，如果没有黏性项，这三个特征值都为正，即流动的影响永远往下游传播，不会反向传播.因此，可以只考虑把肩部包含在内的网格（满足网格Reynolds数小于10），见图2. 图2 返回舱模型计算网格Fig.2 Meshes of reentry mode6.1 壁面温度设置的影响计算采用Park85模型，空间离散使用1阶Roe⁃FDS格式，时间离散使用点隐式（全隐式方法），通常设置壁面温度为300 K，在实验过程中，由于热流不断加热实验装置，因此实际温度会高于300 K.文献［4］中使用1000 K作为壁面温度获得了良好的结果，采用较高温度壁面条件对流场分布也有影响，故尝试使用1000 K作为壁面温度与之比较.采用1阶Roe⁃FDS格式，Park85化学反应模型计算获得热流分布与300 K壁温比较如图3所示.图3 不同壁面温度得到的热流比较Fig.3 Effects on heat flux of different wall temperatures实验结果表明温度越高热流相对就越低，其原因在于从激波后温度降低到1000 K壁温所需要的温度梯度较降低到300 K壁温所需要的梯度低，这样一来由温度梯度引起的热流就较低，因此，1000 K的壁温降低了温度梯度引起的热流.就肩部热流而言，其计算的结果与300 K类似，依然没有超过驻点热流.说明壁面温度的设置不影响热流的分布情况，因此，后续研究采用常用的300 K作为壁面温度.6.2 网格验证为验证网格Reynolds数对准确计算热流的作用，这里使用疏网格作为比较，见图4.两套网格使用了相同的网格数量，但是沿着法向图2所示网格在壁面处采用了加密策略，使网格Reynolds数小于10，其远离壁面的网格比较稀疏.图4 壁面疏网格Fig.4 Coarse wall grids计算采用Park85模型，空间离散使用1阶Roe⁃FDS格式，时间离散使用点隐式（全隐式方法），壁面使用300 K的等温壁面.计算流场如图5，图6所示.对比疏密网格的Mach分布图，二者基本一致，由于壁面密网格在远离壁面处网格稀疏，导致激波层较厚.图7和图8分别给出了壁面压力分布和壁面热流分布图.从图7可以看出，对于壁面压力，疏网格和密网格与实验值都非常吻合，基本上两种网格都可以获得非常精确的驻点压力值，疏网格获得的驻点压力较壁面加密网格要更加吻合，原因可能在于其网格在整个流场分布比较均匀，而壁面加密的网格由于在远离壁面的地方误差比较大，在壁面处累计误差引起的偏差相较前者大.图5 壁面疏网格Mach数分布图Fig.5 Distributions of Mach of coarse wall grids图6 壁面密网格Mach数分布图Fig.6 Distributions of Mach of fine wall grids 从图8可以看出，对于壁面热流，两套网格计算结果都较实验值偏大.壁面较疏的网格获得的热流解更加偏离实验值.在肩部，疏网格基本没有获得热流突越；密网格在肩部获得了突越，但是相较文献［2］和［10］获得的突越值仍然不足，没有超过驻点热流，分析原因，可能在于：（1）采用1阶Roe⁃FDS格式精度不足；（2）网格Reynolds数不足，壁面网格仍然较粗；（3）肩部网格沿周向分布不够，突越值极值无法获取.图7 壁面压力分布图Fig.7 Distributions of pressure图8 壁面热流分布图Fig.8 Distributions of heat flux两套网格相比较而言，在计算热流方面，壁面加密的网格具有优势，后续的计算分析都将采用这套网格并且以该网格的结果作为参照.6.3 高阶空间离散：minmod限制器本节采用上述网格并在Roe⁃FDS格式中加入minmod限制器.式中minmod限制器提供2阶的空间精度，在计算壁面热流时，理论上可以提高1倍精度.计算结果获得的压力梯度与实验值依然非常符合，不再累述.热流计算结果对比如图9所示.图9 高阶格式／1阶格式热流分布比较Fig.9 Comparison between high order and one order heat flux相较1阶Roe格式，minmod 2阶格式获得的热流较低，但肩部热流明显要高于驻点，这个结果符合预期，说明二阶格式在计算肩部热流时有一定优势.minmod 限制器本质是限制流动梯度，使得流动变化不会出现非物理解，但是在这里使用可能造成温度梯度被限制，无法获得真实的温度梯度，进而造成热流值预测不足，因此，采用高阶格式对于提高肩部热流精度有重要意义.6.4 湍流模型的影响在工程估算中［13］，湍流模型获得的工程估计公式与层流模型的公式不一样，湍流模型工程公式认为热流极值点处于声速点位置，而不是驻点，因此湍流也可能影响热流的计算.这里应用Spalart⁃Allmaras模型，该模型基于涡黏性的输运，其最初是设计用于墙壁束缚流动，在 ESI⁃CFD⁃FASTRAN软件中默认加入了转捩修正因素.与层流计算结果比较如图10所示.实验结果表明，层流模型获得的热流分布与湍流获得的热流分布重合，即湍流对热流的计算没有影响.原因可能在于在非常靠近热边界层的区域，由于梯度非常大，因此Spalart⁃Allmaras湍流模型没有对热量分布造成明显影响.图10 湍流对热流的影响Fig.10 Turbulence effects on heat flux prediction 6.5 化学反应模型的影响Gupta模型和Park模型目前在不同的实践中各有优劣［5，24⁃25］，除了表 4 中所列工况外，我们使用1阶Roe⁃FDS格式，壁面温度设置为300 K进行比较模拟.计算热流结果如图11所示.图11 不同化学反应模型比较Fig.11 Different chemical reaction models实验结果表明，Gupta模型预测获得的热流值较Park模型的值高，在肩部热流预测方面，二者效果类似.因此，Gupta模型的结果更为保险，工程应用中可以参考Gupta模型的结果.7 结论本文以类Apollo模型的实验数据为参照，采用ESI⁃CFD⁃FASTRAN软件模拟了热流在壁面的分布，并利用该软件研究了物理模型及数值方法对肩部热流预测的影响.实验表明，满足网格Reynolds数小于10的边界层网格可以获得高精度的热流；高阶格式对肩部热流突越有较高的分辨率；设置的壁面温度越高，热流值越低，但是不影响肩部热流相对整个壁面的分布情况；Spalart⁃Allmaras湍流模型与层流模型的预测结果一致，说明湍流模型对热流的影响不是很大；化学非平衡模型则有很大区别，Gupta模型预测获得的热流较Park模型高，但是在肩部热流的分布情况一致.为精确计算肩部热流，应采用满足网格Reynolds数限制的边界层网格.因此，为准确模拟肩部热流须保证壁面网格满足网格Reynolds数，并且采用高阶精度的格式有助于提高肩部热流的精度.致谢本文工作得到了国家自然科学基金的支持（NSFC 91530325），谨此致谢.参考文献（References）［1］ Neely A J，Morgan R G.The superorbital expansion tube concept，experiment and analysis［J］.The Aeronautical Journal，1994，98（973）：97⁃105.［2］高铁锁，江涛，丁明松，等.辐射加热对返回舱气动热环境影响的数值研究［J］.空气动力学学报，2015，33（1）：36⁃41.Gao T S，Jiang T，Ding M S，et al.Numerical study of radiative heating influence on aerothermal environment over a reentry capsule［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（1）：36⁃41（in Chinese）.［3］杨肖锋，唐伟，桂业伟，等.火星环境高超声速催化加热特性［J］.宇航学报，2017，38（2）：205⁃211.Yang X F，Tang W，Gui Y W，etal.Hypersonic catalytic aeroheating characteristics for Mars entry process ［J］.Journal of 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高超声速进气道启动问题研究
高超声速进气道启动问题研究一、本文概述随着航空技术的飞速发展，高超声速飞行器作为未来空天一体化的重要组成部分，正日益受到人们的关注。
高超声速进气道作为飞行器的关键部件，其性能的好坏直接影响到飞行器的整体性能。
高超声速进气道启动问题成为了航空领域研究的热点之一。
本文旨在对高超声速进气道启动问题进行深入研究，分析影响其启动的关键因素，探讨提高进气道启动性能的方法。
文章首先介绍了高超声速进气道的基本原理和分类，然后重点分析了进气道启动过程中的气流分离、激波结构变化等关键问题，以及这些问题对进气道启动性能的影响。
在此基础上，文章提出了一些改进进气道启动性能的措施，包括优化进气道设计、改进控制系统等。
文章通过数值模拟和实验研究验证了这些措施的有效性，为高超声速飞行器的设计和优化提供了有益的参考。
二、高超声速进气道的基本原理与分类高超声速进气道是超音速飞行器的关键部件，其主要功能是在高速飞行时，有效地将外界的空气引入发动机，并进行压缩，以满足发动机燃烧室的需求。
进气道设计的好坏直接影响到飞行器的性能与安全性。
基本原理：高超声速进气道的基本原理基于流体动力学。
当飞行器以高超声速飞行时，前方的空气受到强烈的压缩和加热，形成激波。
进气道的设计需要确保这些激波能够稳定地形成，并有效地将压缩后的空气引入发动机。
同时，进气道还需处理由于高速度产生的气流分离、激波振荡等问题，以确保气流的稳定与连续。
分类：根据进气道的设计和工作原理，高超声速进气道主要分为两大类：内进气道和外进气道。
内进气道：内进气道通常位于飞行器的机身或发动机内部。
这种设计能够有效地减少空气阻力，提高飞行器的整体性能。
内进气道的设计复杂，需要精确控制气流的方向和速度，以确保其能够稳定地工作。
外进气道：外进气道位于飞行器的外部，通常与机身或机翼融为一体。
这种设计相对简单，但可能会增加飞行器的空气阻力。
外进气道通常适用于速度较低或需要更大空气流量的场景。
无论是内进气道还是外进气道，都需要经过精心的设计和优化，以确保其在高超声速飞行时能够提供稳定、连续的气流，满足发动机的需求。
中科院力学所——便携式大气压空气冷等离子体发生器
中科院力学所——便携式大气压空气冷等离子体发生器中国科学院力学研究所应用等离子体力学课题组隶属于高温气体动力学国家重点实验室。
课题组已有近五十年历史。
多年来积累了直流等离子体射流产生技术、高频热等离子体射流、大气压非平衡等离子体、交流等离子体射流产生技术，以及多弧离子镀、中频对靶磁控溅射、射频感应等离子体镀膜等技术。
在等离子体状态控制和参数诊断方面有长期的工作经验和知识积累。
在等离子体材料工艺应用方面开展了大量的低气压/大气压等离子体喷涂、金属表面改性、熔敷、熔凝、镀膜等研究。
近年来课题组的主要研究方向集中在等离子体流动稳定性、先进空间电推进、空天高焓流动地面模拟、大气压空气冷等离子体发生器设计等领域。
便携式等离子体发生器技术介绍及特点等离子体是物质除固态、液态和气态之外的第四态，按照温度的不同，可以分为高温等离子体和低温等离子体，低温等离子体又分为热等离子体和冷等离子体；按照粒子温度分布的不同可以分为热平衡等离子体和非热平衡等离子体。
大气压冷等离子体以其温度低、无需复杂昂贵真空系统以及活性物质丰富等特征，近年来广泛应用于皮肤治疗、口腔医学、食品工程、材料改性、纳米合成和环境工程等领域，其主要活性物质包括活性氧和活性氮基团、激发态和亚稳态粒子、电场、带电粒子、紫外线及热量等。
近些年来，人们根据应用需求的不同，广泛设计了丰富多样的大气压冷等离子体射流发生器。
这些射流发生器主要以昂贵的稀有气体作为激发气源，同时等离子体工作离不开体积庞大的气源和电源设备。
如何借助自然界条件，充分发挥空气优势，实现大气压空气冷等离子体射流的应用值得我们探讨。
我们设计了一款便携式空气冷等离子体发生器，摆脱传统大体积的电源和气源设备，既可以在空气种激发，也可以在水下激发。
该便携式空气等离子体射流发生器设计使得大气压冷等离子体从实验室迈向市场走近人类生活成为可能。
应用领域杀菌消毒：伤口愈合、口腔治疗、医用工具消毒、家居卫生、水果保鲜；环境保护：空气净化、污水净化；材料制备：纳米材料合成。
自由活塞压缩管ALE方法数值模拟
摘要 当前国际上实现 高焓气体流动 的实验手段之一是 自由活塞驱动类脉冲设备 ，包括 自由活塞激波风洞和 自 由活塞膨胀管．采用 自由活塞压缩管作为激波 风洞 和膨胀 管的驱 动段 时，其驱动能力在很 大程度上 决定 了该类 设备的性能．本文采用计算流体力学 中任意拉格 朗 日一欧拉方法 （ａｒｂｉｔｒａｒｙＬａｇｒａｎｇｉａｎＥｕｌｅｒｉａｎ）数值模拟 了压缩 管内部的 自由活塞运 动和 气体流动特 征．采用 移动 网格 技术来适应 活塞运动边 界，耦 合求解 网格运动和气体流 学 动 过 程 ，并 通 过 双 时 间 步 长 方 法 进 行 流 体 运 动 的 时 间 积 分 ．为 了满 足 几 何 守 恒 律 （ｇｅｏｍｅｔｒ ｉｃ ｃｏｎｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｌａｗ）， 对移动网格 的法 向矢量和表面面积计算进行 了修 正．不 同时刻 的活塞位置试验测量结果及欧拉方法 预测 结果 ， 以及基于简单波 理论获得 的运动活塞底部气 体压 力、活塞速度与活塞位 置都与 当前 的 ＡＬＥ方法十分一致．该工 作为下一步数值模拟 自由活塞激波风洞和 自由活塞膨胀管中包 括压缩管 、激波管和 喷管等不 同部位的耦合流动 提 供 了基 础 ． 关键词 计算流体力学 ，自由活塞压缩管，ＡＬＥ方法 ，移动网格，双时间步长
第 ４８卷 第 ２ 期 ２０１６ 年 ３ 月
力
学 报
Ｃｈｉｎｅｓｅ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎｄ Ａｐｐｌｉｅｄ Ｍ ｅｃｈａｎｉｃｓ
、ｂ ｌ｜４８，Ｎ Ｏ．２ Ｍ ａｔ．，２０１６
自由活塞压 缩管 ＡＬＥ方 法数值模 拟
李海 燕 ｚ） 李 志辉 吕治国 罗万清 常 雨
ｈａｓ ｂｅｅｎ ｐｅｒ ｆｏｒｍｅｄ ｂｙ ｍｅａｎｓ ｏｆ ａｎ ａｒｂｉｔｒａｒｙ Ｌａｇｒａｎｇｉａｎ Ｅｕｌｅｒｉａｎ ａｐｐｒｏａｃｈ（ＡＬＥ）．Ｍｏｖｉｎｇ ｍｅｓｈ ｓｔｒａｔｅｇｙ ｗａｓ ｕｓｅｄ ｆｏｒ
爆轰驱动高焓激波风洞及其瞬态测试技术的研究与进展
爆轰驱动高焓激波风洞及其瞬态测试技术的研究与进展姜宗林;赵伟;林贞彬;俞鸿儒【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2001(031)002【摘要】@@ 1 前言rn随着航天、航空技术的发展,气体动力学的研究rn领域不断地由亚声速流动到超声速流动再向高超声速rn流动推进.在航天领域,人们早在1961年就已经实rn现了载人和不载人的高超声速飞行.目前正在以太空rn探测和开发为目的,研究能水平起飞可重复使用的航rn天飞机.在航空领域,从1903年Wright兄弟实现了rn速度为56km/h的人类首次飞行后,现在已经成功rn地设计出飞行马赫数为2～3的超声速飞机.目前正rn在探索研究飞行马赫数为5～10的高超声速飞机.航rn天、航空技术的发展是当前国际上高科技发展的重点rn领域之一.该领域的研究进展将孕育着一个新的高超rn声速飞行时代.rn对于像往返于大气层的航天飞行器和在大气层rn中飞行的高超声速飞机等此类高超声速飞行器,因其rn飞行马赫数很高,在飞行器的头部将形成强烈的弓形rn激波,诱导出很大的激波阻力.高马赫数的飞行条件还rn将造成发动机进气道的高焓值状态和飞行器头部强烈rn的热传导效应.另外,飞行器周围的空气将被飞行器前rn的弓形激波加热到很高的温度,从而导致空气分子的rn振动激发,离解,化合甚至电离,使得空气变成反应介rn质.这些物理化学现象,将对飞行器气动力、气动热以rn及飞行器周围绕流的辐射特性产生重大影响,使得由rn超声速理论预测的高超声速流动带有较大的偏差,这rn就是所谓的"真实气体效应”.例如:对载人航天飞机rn大气再入的研究发现,真实气体效应不仅对气动加热rn有很大作用,而且对飞行器气动力性能亦有重大影响rn[1].早期的美国航天飞机气动试验数据未考虑真实气rn体效应,在试飞中出现了配平攻角高出设计值一倍等rn气动异常现象[2].又如高超声速飞行器再入大气层rn时尾迹的光电特性,由平衡理论和非平衡理论的计算rn结果有数倍甚至量级的差别[3].为了开展高超声速飞rn行器的研究,需模拟飞行器的真实飞行速度和非平衡rn参数pL(或p2L).这要求风洞气源达到很高的温度rn和压力,给现有的空气动力学的地面模拟实验设备带rn来了新的挑战.譬如飞行器速度达7km/s时速,要rn求气源温度和压力分别达104 K和102MPa以上.rn即使高性能激波风洞,亦难达到如此高的气源参数,rn为此需探求能力更强的驱动方式,以提高激波风洞的rn 性能.由此发展而来的即高焓激波风洞.rn60年代中期以来,国际上发展了三种强驱动方rn法来提高激波风洞的性能.rn(1)美国CALSPAN[4]研究加热轻气体(氢、rn 氦)驱动方式.由于高温、高压状态下的氢对金属器rn壁具有严重侵蚀作用,限制了它的气流焓值.若使用rn氦气则价格过于昂贵.日常运行费用太高.rn(2)澳大利亚Stalker[5]自1972年始,研究发展rn了自由活塞驱动方式.该方法具有产生高焓值气源的rn能力,已在世界范围内得到推广应用.但结构复杂,rn造价高昂,大质量活塞高速运动导致操作技术冗杂,rn且有效试验时间太短.rn(3)Bird[6]于1957年提出爆轰驱动的概念.rn1988年俞鸿儒[7]提出在驱动段末端添设卸爆段以rn消除反射超高压造成的危险及其对下游试验流场的干rn扰,从而使这种费用低廉的驱动方法可用来产生高焓rn(同时具有高压)气源.rn爆轰驱动高焓激波风洞研究的进展,引起了国rn际同行的极大兴趣.德国亚琛工业大学,日本东北大rn学,美国NASA-AMES 中心均已采用或着手研究这rn种驱动方法.由于该驱动方式具有结构简单,运行费rn用低廉,驱动能力强等优点.依据性能价格比,被认为rn是能满足地面高焓模拟试验研究要求的优选方式[8].rn2 爆轰驱动的工作原理rn1957年Bird首先提出了应用爆轰驱动激波管rn产生高焓气源的基本思想,并对驱动段末端和主膜处rn起爆的驱动方式分别进行了计算和分析.研究结果表rn明:驱动段上游末端起爆的爆轰驱动,由于受紧跟爆rn轰波后的Taylor[9]稀疏波的干扰,入射激波速度不rn断下降,如图1所示,激波后无定常区.主膜处起爆rn的爆轰驱动,爆轰波阵面向驱动段上游方向传播,如rn图2所示,在其它初始条件相同时,产生的入射激rn波强度低于前者,但在爆轰波的反射波赶上入射激波rn前,入射激波强度衰减较小且驱动气流的稳定状态持rn续时间较长.前者称之为正向爆轰驱动模式,后者称rn之为反向爆轰驱动模式.rn3 爆轰驱动激波风洞的发展rn考虑到反向爆轰驱动模式中爆轰波的反射波对rn下游流场的影响,1988年俞鸿儒提出在驱动段末端rn串接一卸爆段,利用爆轰波尾部的高压气体驱动激波rn管的新方法.其波系图如图3所示.卸爆段的作用首rn先是消除了向上游传播的爆轰波高反射峰压对设备的rn损坏,其次延缓了反射激波对下游流场的干扰.由于rn反向爆轰驱动模式利用爆轰波后的滞止气流作为驱动rn气源,产生的入射激波衰减较小,宜于用来产生高雷rn诺数试验气流.rn正向爆轰驱动模式由于受Taylor稀疏波的影rn响,入射激波衰减较为严重,难以应用于气动试验.rn但正向模式中的驱动气源不仅利用了向下游传播的爆rn轰波波阵面的高温、高压,而且利用了其动能,因此其rn驱动能力极强.如图4所示的JF10爆轰驱动激波风rn洞采用了由φ150mm到φ100mm的锥面变截面技rn术[10],其正向爆轰驱动模式的波图如图5所示.变截rn面技术在一定程度上削弱了爆轰波波后Taylor稀疏rn波的影响,可产生用于气动实验的试验气流.JF10爆rn轰驱动激波风洞兼有反向和正向两种运行模式,已成rn功地调试出高焓和高雷诺数两种状态的试验气源,为rn开展高温真实气体效应和高雷诺数实验奠定了基础.rn图6和图7分别是正向和反向两种驱动模rn式下,爆轰驱动产生的入射激波强度与驱动压力比rnP4i/P1的关系,由此可以比较驱动模式在驱动能力上rn的差别.在产生相同入射激波的条件下,反向驱动模rn式所需要的驱动压力比较正向驱动高出一个数量级.rn 图8和图9分别是两种驱动模式下,测得的激波rn风洞贮室压力曲线.前者属高焓状态,温度约8 000 K,rn压力平台时间约3 ms;后者属高雷诺数状态,贮室压rn力44 MPa,压力平台时间约4ms.可基本满足气动rn试验要求.rn4 爆轰驱动高焓激波风洞的改进rn为了充分发挥正向爆轰驱动模式的优势,降低稀rn疏波对驱动气源的影响,提高正向爆轰驱动的气流品rn质,在调试JF10爆轰驱动激波风洞的同时,我们对rn变截面的正向爆轰驱动段特性进行了深入探讨.利用rn爆轰波的反射波可改善驱动气源品质的激波动力学现rn象,提出在爆轰驱动段增设环型扩容腔[11]或收缩喉rn道[12]等新方法,并在新加工的BH60爆轰驱动激波rn管上进行了实验研究.两种不同配置的BH60管的结rn构示意图如图10和图11所示.rn图12和图13是在BH60新型爆轰驱动激波管rn上进行正向驱动测得的贮室压力曲线.新型爆轰驱动rn器明显地削弱了Taylor稀疏波的影响,无论是驱动rn能力还是产生的驱动气流品质都优于等直径驱动段的rn性能.这些研究结果验证了正向爆轰驱动技术的新方rn法,为进一步提高爆轰驱动激波风洞的性能提供了优rn化方案.rn5 高焓激波风洞中的瞬态测试技术rn应用高焓激波风洞开展气动力与气动物理实rn 验,对测试技术提出了更高的要求.和常规风洞10～rn102 ms的有效试验时间相比,高焓激波风洞一般只有rn0.1～4 ms,且试验气流处于高温、高压状态.为此我rn们探索和发展了一系列新的瞬态测试技术.这里介绍rn一下皮托压力测量和气动力测量新技术.rn高焓激波风洞皮托压力测量的主要困难是高焓rn气流驻点温度比传统的激波风洞高得多,必须有效地rn加强热防护措施,同时又不能过分降低测量的时间响rn应.为此我们新设计的压阻传感器在结构上引入了新rn的特点:(1)设置抗击屏以避免高温气体直接冲击rn到敏感元件;(2)气流压力经过必要的转折加载到施rn 压腔体;(3)在真空条件下用适当的防护液灌满传感rn器,它同时起到热防护和传递载荷的作用.实验结果rn表明上述技术措施达到了预期的目的.图14表示自rn由流中皮托压力沿喷管半径方向分布的测量结果.rn直接把传统激波风洞中的测力技术用于高焓激rn波风洞会遇到一系列困难.其中最大的困难在于高焓rn激波风洞中试验气流持续时间更短,支撑系统的振动rn和应力波难以消除.为此我们探索了"自由型天平”rn的测量方案,该方案有如下四个主要特点:(1)模型rn及敏感元件构成的组合体,相对于支撑系统在被测的rn各个自由度方向上是自由的;(2)用一组加速度计测rn量瞬态加速度,由此获得气动力;(3)模型初始姿态rn不依靠支撑结构确定;(4)由具体的设计来保证在气rn流持续时间间隔中模型角位移,位移的变化的影响以rn及摩擦力的影响可以忽略.采用这一方案研制的三分rn力天平在炮风洞和高焓激波风洞进行了初步实验,结rn果表明这一技术方案可行.图15表示这种天平的高rn焓风洞实验响应曲线.rn6 高焓激波风洞试验流场气体组分测量技术rn测量高温气体的组分是研究反应气体介质进而rn诊断试验流场的重要手段.通过判定组分,可分析化rn学反应规律,确定反应速率常数,预测高温气体效应rn对气动力、气动热的影响.自由流中一氧化氮诊断技rn术是进行高温气体组分测量的重要环节.rn诊断一氧化氮是为了判断自由流偏离化学/热力rn学平衡的程度,传统的激波风洞流场诊断中无需此项rn测量.本测量采用"差比法”瞬态吸收光谱技术,并rn配套紫外波段动态吸收光谱测量系统.该系统以Tern元素的心阴极灯为光源,以OMAIV为主要探测设rn备,辅以紫外光电倍增管进行检测.我们选取一氧化rn氮γ带的214nm和225nm的两条谱线作为工作rn波长.通过静标和激波管动态标定确定这两条谱线对rn一氧化氮的吸收特性.利用这两条谱线吸收灵敏度相rn差悬殊的特点,诊断高焓风洞自由流中一氧化氮的微rn含量.测量系统在高焓风洞中工作示意图如图16所rn示.诊断结果表明在高温8500K,总压21.6MPa的rn风洞运行状态下自由流中一氧化氮的含量在4×1014rn分子/cma以下,自由流偏离化学/热力学平衡状态并rn不严重.rn7 结论rn高超声速飞行器的研究要求地面试验模拟装置rn能提供流速快,焓值高的试验气流.目前的高焓风洞rn大都属脉冲型风洞,其可提供的气源有效试验时间极rn短(毫秒量级),对风洞实验的测试技术提出了更苛刻rn的要求,即耐高温、耐冲击、频响快.从我们的研究rn进展来看,爆轰驱动高焓激波风洞具备产生高焓试验rn气流的能力,且可提供相对较长的有效试验时间,是rn一种性能良好的高焓激波风洞.此外本文介绍的瞬态rn测试技术,考虑到了高焓激波风洞的特点,采用了新rn的皮托测试技术和一氧化氮光谱分析等手段,可用于rn对高焓、高速流场进行诊断.当然,爆轰驱动高焓激波rn风洞还存在一些尚待克服的问题,如高温气流对风洞rn结构的热侵蚀现象、喉道烧蚀以及相配套的高超声速rn喷管设计等.这些问题的研究进展将使我国高焓试验rn设备保持世界先进水平,为我国新一代航天飞行器和rn高超声速飞机的研制提供必要的地面试验模拟装置.【总页数】2页(P312-313)【作者】姜宗林;赵伟;林贞彬;俞鸿儒【作者单位】中国科学院力学研究所;中国科学院力学研究所;中国科学院力学研究所;中国科学院力学研究所【正文语种】中文【中图分类】V211.751【相关文献】1.JF-10氢氧爆轰驱动激波风洞自由流的测量和诊断 [J], 林贞彬;郭大华;竺乃宜;葛学真;余西龙;杨乾锁;姜乃波2.正向爆轰驱动高焓激波风洞的数值模拟 [J], 刘长礼;张德良;胡宗民;姜宗林3.长试验时间爆轰驱动激波风洞技术研究 [J], 姜宗林;李进平;赵伟;刘云峰;俞鸿儒4.探索发展激波风洞爆轰驱动技术 [J], 俞鸿儒5.爆轰驱动高焓激波膨胀管性能研究 [J], 高云亮;赵伟;姜宗林因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
宽速域高超声速气动热风洞理论与技术挑战
宽速域高超声速气动热风洞理论与技术挑战作者：高亮杰钱战森王璐辛亚楠来源：《航空科学技术》2020年第11期摘要：随着可重复使用高超声速巡航飞行器需求的增加，对气动热载荷的评估提出了更为苛刻的要求，需要宽速域高超声速气动热风洞同时具备低扰动、宽马赫数运行、复现总温、气体无污染以及长的有效运行时间等模拟能力。
概述了宽速域脉冲型风洞发展现状，对比分析了以Ludwieg管风洞原理运行的优势及所面临的挑战，并针对“可实现性”“可用性”及“好用性”问题，提出了相应的解决措施。
关键词：宽速域气动热风洞；管风洞；叠加驱动；层流双喷管中图分类号：V211.3文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.008可重复使用高超声速巡航飞行器是航空航天领域发展的重要方向，具有重要的战略意义。
其宽速域大包线的飞行特性，相比于一次性使用的助推滑翔飞行器和巡航飞行器，在诸多领域面临更大的技术挑战，包括推进、机体/推进一体化、尺寸、材料等。
特别是长航时性能要求，对飞行器结构轻量化设计提出挑战，需要全机结构系数有量级上降低[1]。
由于气动加热现象存在，当飞行器速度为马赫数3时，其驻点温度为600～700K，速度进一步提升到马赫数6时，其驻点温度可到1700K，宽速域飞行使得载荷条件更为严酷，会显著增加飞行器需要进行热防护或热管理的面积，导致重量和成本增加。
因此，准确预测飞行器宽速域气动热特性变得极其重要。
气动热风洞是从事高马赫数飞行器研制和气动热力学研究最基本的试验设备，作用是在尽可能复现飞行环境条件下，结合先进测试技术，获得飞行器模型表面气动力/热参数，从运行方式上可以分为连续型（如AEDC VKF Tunnel C等）、暂冲型（如AEDC Tunnel 9等）和脉冲型（如DLR-HEG、LHD JF-12、CALSPAN LENS系列等）。
从设备构成看，脉冲型设备结构简单、驱动功率小、具有宽广的马赫数和雷诺数运行范围等已成为高超声速飞行器气动热研究的理想设备。
高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算
高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算LI Jiawei;WANG Jiangfeng;YANG Tianpeng;JI Weidong【摘要】针对高超声速流动气动加热与结构传热的复杂耦合问题,探索和研究基于有限体积法的高超声速流-热-固一体化求解方法,将流场与结构温度场进行统一建模与数值模拟.该方法避开了传统气动加热和结构传热耦合求解方法在时间域内进行流场与结构温度场耦合交替迭代计算所带来的大量数据交换与计算,将流场与结构温度场作为一个物理场,采用统一的控制方程进行求解.采用典型高超声速绕流二维圆管稳态或非稳态流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证,稳态时圆管驻点温度最高达到648 K,非稳态时的热流密度和结构温度与参考文献和实验值吻合较好,由此证明了该方法的可靠性和正确性.与耦合计算方法的对比分析结果表明:该一体化求解方法所得计算结果更接近实验值,并且计算量和网格依赖性都相对较小,具有更好的稳定性和计算精度,能为高超声速飞行器一体化热防护设计提供有效的理论和技术支撑.【期刊名称】《国防科技大学学报》【年(卷),期】2018(040)006【总页数】8页(P9-16)【关键词】流-热-固;一体化求解;结构传热;高超声速;数值模拟【作者】LI Jiawei;WANG Jiangfeng;YANG Tianpeng;JI Weidong【作者单位】;;;【正文语种】中文【中图分类】V211.3飞行器以高超声速出入大气层或持续在空间飞行时，由于压缩效应以及飞行器表面与空气的剧烈摩擦，飞行器头部、进气道前缘等关键部位将承受巨大的气动加热，产生强烈的气动力、气动热及结构耦合问题，对飞行安全带来极大隐患[1]。
因此，准确预测气动加热与结构传热的物理过程，对高速飞行器的热防护系统轻量化设计，起到重要作用。
由于此类问题的地面实验难度大、成本高，目前所采用的分析手段主要是数值模拟技术。
现阶段，高超声速飞行器气动热结构传热耦合问题的数值模拟主要分为分区耦合计算和一体化求解两种。
高焓加热实验壁面催化效应分析
高焓加热实验壁面催化效应分析苗文博;史可天;欧东斌;曹占伟;艾邦成【摘要】高焓地面加热实验中存在显著的壁面催化复合现象.热防护材料催化性能较低时,如果进行状态标定时不考虑壁面催化效应,将导致地面加热考核实验欠考核.基于平板加热实验,通过结构传热分析与地面实验数据对比,发展了高焓加热实验壁面催化效应分析方法.该方法可以评估加热实验状态典型热防护材料催化效应,从而为地面实验方案改进和完善提供技术支撑.通过分析发现,对于某热防护材料,催化效应使得真实受热仅为标定热流的85％左右,在采用铜制塞式热流传感器进行热流标定时,需要考虑催化效应加严考核条件,才能保证有效考核.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2019(033)003【总页数】5页(P20-24)【关键词】高焓加热;地面实验;催化效应;热考核【作者】苗文博;史可天;欧东斌;曹占伟;艾邦成【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室,北京 100076;中国航天空气动力技术研究院,北京100074【正文语种】中文【中图分类】V211.70 引言地面热考核实验是高超声速飞行器热防护系统考核和评估的重要手段，现有地面实验无法再现真实飞行条件，只能模拟总焓、压力、热流中的某些参数，是有限条件下的有限模拟，因此必然存在地面实验与飞行条件之间的“天地差异”。
研究表明，壁面催化是高焓加热条件的一个重要特征[1]。
高焓加热实验环境下，气体在驻室高温环境下大量离解，流场中的离解组分含量较高，为壁面催化复合创造了条件。
关于壁面催化效应的研究已经开展了许多年，研究表明,外部流动条件、壁面温度以及壁面材料催化复合系数是影响壁面催化效应的主要因素。
Goulard [2]对比了几种典型金属和氧化物材料的壁面催化复合系数并通过试验给出了这几种材料对氧原子的复合催化系数的大致数值。
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p 关于高超声速试验研究
n 二十世纪六十年代早期，美国两 大科研组织的科技人员受命发展 解析方法和实验设备研究以超轨 道速度飞行时滞止点的热流率。 经过努力工作，他们各自独立地 给出了如左图所示的研究结果, 并声称其结果被证明理论与实验 符合良好。
图x 超轨道速度飞行条件下飞行器滞 止点热传递相关律
n 高温气体介质特性（1atm）
气体温度 介质变化 800 K 分子振动 2000 K 氧分子解离 4000 K 氮分子解离 9000 K 氧和氮原子电离
n 高温气体流动特点
- 强激波与热化学反应耦合，表现出多尺度与强非线性特性 - 高温气体处于反应过程中，具有热力学与热化学平衡或非平衡特征 - 气体微团介观变化显著地改变宏观流动特性，影响了飞行器气动性能， 称为高焓流动，超出了传统气体动力学范畴，孕育了高温气体动力性。
n 复现高超声速飞行条件是非常困难的，即使产生满足上述要求 的高超流动也是一个挑战性的研究课题。 n 但是实验气流对上述参数满足的越多，实验结果就越可靠。
p 关于高超声速流动地面实验
n 高超声速气流总温与马赫数模拟问题
总温K
Ma
5
To=360 To=1502
6
492 2053
7
648 2704
（3）飞行器／发动机一体化地面试验示意图
(4) 特别需要发展有效的实验方法！
p 中科院力学所高温气动研究团队
2011年 2009年 2005年 2001年 1994年 1960年起
科技部批准建设 高温气体动力学国家重点实验室 中科院重点实验室评估: 数理领域实验室排名第一 参加国家重点实验室评估 中科院高温气体动力学重点实验室 中科院高温气体动力学开放实验室 在钱学森和郭永怀的倡导下，开展高超声速、物理力学， 激波管技术、稀薄气体流动研究，奠定实验室科研方向。
n 亚声速飞机(P-38)－1939
n 百年航空史，永恒飞天梦
- 1903年人类从蹒跚学步，三十年进 入了亚声速飞行时代，六十年进 入了超声速时代！ - 航空航天技术改变了人类的生活模 式，推动了现代社会的发展。 - 高超声速飞行时代？(>五倍声速）
p 新世纪的航空航天技术
航天领域 水平起降 天地往返 重复使用 费用低廉
中段 高段
低段
空气动力学家庄逢甘院士指出：风洞是 飞行器的摇篮，代表国家基础研究能力。 先进风洞技术对于航空航天技术发展具 有基础性与战略性意义。
n 高焓流动模拟三境界 (1) 气流马赫数相同 (2) 气流总温相同 (3) 气流速度相同
p 高超声速实验模拟要求
n n n n n n n n 来流总焓： Total flow enthalpy, 自由流速度： Free-stream velocity, 高度静压： Pressure altitude, 热化学反应机制： Thermo-chemistry, 试验气体： Test gas, 表面温度/总温比： Wall-to-total temperature ratio, 激波前后密度比： Density ratio across shocks, 自由流马赫数： Free-stream Mach number
(1) 高总温与总压：气动力／热问题 (2) 纯净空气：发动机性能试验必须 (3) 大尺度： 化学反应流无相似律
(4) 长试验时间：钱学森建议100ms n 马赫数9试验气流(3000m/s，3500K，喷管直径2.5m)输出功率为600MW， 而风洞输入功率需求1500MW以上（葛洲坝水电站总功率为2720MW） n 发展高效率、大功率的驱动模式是高超声速风洞发展核心技术之一！
日本 HIEST
美国 LENS
长试验时间是先 进激波风洞研制 需要解决的另一 个关键技术！
p 力学所高超声速激波风洞研制(JF12)
n 作为国家中长期发展规划内容，国家重大科研装备研制项目启动，探索 独立自主发展我国先进科研装备的途径。 n 复现高超声速飞行条件激波风洞项目2008年1月正式启动。 n 依据俞鸿儒院士独创的爆轰驱动方法和实验室发展的长试验激波风洞技 术，经过四年努力，研制成功！ n JF12风洞参数（低段） - 喷管直径2.5m，风洞总 长度285m - 总温: 1500~3500K, 总压： 2~12MPa，试验时间： 100ms，纯净空气 - 复现马赫数5~9，高度25 ~50km的真实飞行条件！
钱学森
II. 大气层再入
• 气动加热问题 • 研究烧蚀散热的被 动热防护概念 • 力学所有重要贡献
III. 空天飞行器
• • • • 高焓风洞技术 高超声速推进 气动布局理论 气动力／热规律
发射技术
神舟飞船
高超声速飞行器
报告内容
一． 研究背景与意义 二． 高超声速高焓风洞技术发展 三． 高温气体流动测量技术与试验研究 四． 挑战高焓流动实验研究新高度 五． 结论与展望
国家基金委讲习班，2013
高焓流动实验模拟与测量技术研究
姜宗林
高温气体动力学国家重点实验室 中国科学院力学研究所
报告内容
一． 研究背景与意义 二． 高超声速高焓风洞技术发展 三． 高温气体流动测量技术与试验研究 四． 挑战高焓流动实验研究新高度 五． 结论与展望
p 高超声速飞行背景
n 莱特兄弟的飞机－1903 n 超声速客机(协和)－1969
JF10 驻室P5压力曲线
p 爆轰驱动激波风洞界面缝合技术
n 物理现象：驱动与试验气体声阻抗匹配
非缝合状态, 稳定性差
缝合状态, 稳定性好
激波风洞运行波系图
n 界面缝合条件匹配策略
- 对于不同试验状态，调节驱动气体组分，改 变爆轰后燃气物性参数，控制声阻抗； - 以“小”驱“大”，利用气体定常膨胀，改 变爆轰后燃气温度，调整声速。
两级入轨空间进入飞行器 高超声速飞行器
高超声速空天飞行器
航空领域 吸气动力 两小时内 全球到达 经济便捷
n 发展“空天飞行器”能不断提高人类“进入空天”、“探索空 天”和“利用空天”的能力，是一种国际性航空航天发展战略 n 高超声速科技是未来航空航天工业的基石和国家空天安全的支柱， 对于国民经济的发展和国家权益的保障具有重大战略意义。
p 高超声速风洞研制现状
n 直接加热风洞（补充热能,加热能力有限） – 换热风洞：加热高压空气，总温低 （To<2000K，M<7） – 燃烧风洞：应用燃烧产物做试验气体，保证氧气比（To<2000K, M<7） n 激波加热风洞（存储机械能,通过激波转换,试验时间短,毫秒量级） – 自由活塞风洞（日本 HIEST）：试验气流不平稳、试验时间短(2ms) – 加热轻气体风洞（美国 LENS）：运行成本高、大尺度扩展困难
试飞成败率0:3
试飞成败率1:3
n 六十年人类成功突破“声 障”迈入了超声速时代！ n 六十年的不懈研究，高超 声速飞行依然在试验与尝 试阶段！
p 高超声速飞行与高焓气体流动问题
n 飞行速度与来流总温
马赫数 飞行速度 气体总温 5 1.7km/s 1300 K 7 2.4km/s 2300 K 10 3.4km/s 4500 K 15 6.1km/s 11000 K
p 实验室科研历程
n 高超声速研究起源
- 1946钱学森应用“Hypersonic”定义马赫数大于5的高速飞行， 高超声速飞行成为一个前沿技术科学研究领域（NASA ） - 1956力学所相关基础研究启动 I. 飞出大气层
• 推进技术问题 • 1960力学所研制出 我国第一台氢／氧 火箭发动机
（a）
（b）
（c）
三个相继时刻的组分分布ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ驱动气体（蓝 色）与试验气体（红色）质量分数分布
p 喷管起动激波干扰的弱化技术
n 物理问题
- 喷管起动激波在真空段壁面反射，反射波向上游传播，干扰试验流场； - 常规激波风洞技术需百米长真空段，实验室空间受限，浪费装备资源。
n 解决方案
- 方案1：E型配置分流 结构、增加激波传播 距离、强化激波耗散。 - 方案2：尾端加装导流 片，形成侧向反射波， 弱化流向反射波。 - 综合两种方案，形成 真空段优化结构，仅 30米长，保证200ms！
p 美国15个主要学会联名上书布什总统
Aerospace become a national priority !
p 制约着高超声速发展的关键问题
回顾五十年成就后 提出了美国高超声 速技术现状与发展 路线图。 n 制约吸气式高超声速空天飞行器研制的四个关键技术 Ø 首位：高超声速推进技术 Ø 二位：飞行器热环境管理技术 n 制约飞行器研制的地面试验技术 Ø 三位：马赫数8以上高超推进系统试验技术 Ø 四位：大尺度、一体化热结构试验技术
p 爆轰驱动与卸爆技术
n 反向爆轰驱动技术概念示意图
爆轰波
（俞鸿儒院士 1956，1998）
Taylor稀疏波 起爆位置
主膜片
卸爆段
H2+O2 爆轰驱动段
Air 被驱动段
n 利用爆轰燃烧提供驱动能量， 以化学能代替机械能 n 应用爆轰波后平稳的高压气体 产生稳定入射激波；应用卸爆 消除高压，保证风洞设备安全 n 中国独创的高焓激波风洞技术！
p 需要突破的关键实验研究技术
Mach：10～20 Mach：5～10
（1）高超声速飞行器热环境示意图
（2）超燃冲压发动机示意图
(1) 飞行器热环境严酷，气动力特性 实验测量困难！ (2) 发动机／飞行器一体化实验的气 动力测量能力不足！ (3) 缺乏具有复现飞行条件能力的先 进风洞技术！
n 出现差别的原因在于他们的理论计算结果只反应各自应用的物理 模型，其物理模型依据各自实验数据，而其数据又仅反映各自地 面实验设备所能模拟的高超声速流动。
(1) 高超飞行低段 (M5~10) 的风洞技术