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

1、隨著我國航空航天事業(yè)的飛速發(fā)展，我國現(xiàn)已躋身世界航天強國之列，“載人登月”、“火星探索”等項目也已提上日程。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)致的高溫高壓流場環(huán)境嚴(yán)重影響其飛行安全。并且，高超聲速流場復(fù)雜的熱化學(xué)非平衡特性，使其在數(shù)值模擬計算方面具有一定的難度。
　　本文主要采用數(shù)值模擬技術(shù)手段對高超聲速條件下的流場進行模擬，并分析其氣動熱相關(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、動量方程、能量方程、振動能量方程和電子能量方程，其中振動能量方程和電子能量方程分別描述流場各組分總振動能量和總電子能量的輸運過程;對流場熱力學(xué)非平衡效應(yīng)采用多溫度模型，對應(yīng)模化出平動-轉(zhuǎn)動溫度、振動溫度和電子溫度;對高溫大氣化學(xué)反應(yīng)使用組分方程源項來描述。
　　文中首先使用經(jīng)典飛行試驗和風(fēng)洞實驗算例對所用計算程序進行驗證，包括ELECTRE標(biāo)模飛行試驗、圓球風(fēng)洞試驗、RAM C-Ⅱ飛行試

3、驗、火星再入飛行器模型風(fēng)洞試驗，以及MSL模型風(fēng)洞試驗，結(jié)果表明論文程序在針對熱化學(xué)非平衡流場的計算中與現(xiàn)實情況相符，并且得出溫度模型的選取對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試驗器和火星進入的球頭模型在各自飛行走廊上的高速高溫非平衡流場變化，結(jié)果表明，飛行器進入大氣過程中，壓力P與Ma呈負(fù)相關(guān)，平動，轉(zhuǎn)動溫度T和振動溫度Tv與Ma呈正相關(guān)，高空稀薄大氣的低密度

4、特性會影響壁面熱流密度的變化規(guī)律。并且，壁面催化條件對流場的P、T、Tv以及流場中各粒子的分布幾乎沒有影響，但對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。
　　最后使用已驗證的計算程序?qū)θS模型進行數(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，并對其三維流場進行分析，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-轉(zhuǎn)動模態(tài)和振動-電子