超高速流动气动热及壁面催化效应试验研究
发布时间：2021-04-02 21:24
飞行器以近、超轨道速度进入或再入大气层时必须经受超高速流动环境的考验,强激波压缩产生的高焓气流会对飞行器造成剧烈的气动加热作用,此时气动热载荷的准确预测变得尤为困难.膨胀管/风洞是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面设备之一,中国科学院力学研究所的JF-16膨胀风洞已成功获得了速度超过10 km/s的超高速试验气流,并在此基础上开展超高速流动气动热测量及壁面催化效应相关试验研究.在高温、强冲刷气流,微秒量级试验时间内,获得了近、超轨道速度气流条件下标准球模型的驻点热流结果,在试验气流总焓超过45 MJ/kg时,模型驻点热流试验测量结果超出了经验公式及CFD完全催化条件的预测值.同时,对表面镀有两种不同催化特性材料的标准球模型进行了对比试验,试验结果表明,催化壁面（Cu镀膜）比非催化壁面（Al2O3镀膜）的驻点热流率高出53.93%.数值分析表明,超高速流动模型驻点处在非催化条件下仍保留有22.5%的O原子和37.3%的N原子成分,而在完全催化条件下则全部复合成分子并引起热流显著增加,这一分析证实了试验结果与试验发现.
【文章来源】：中国科学:技术科学. 2020,50(08)北大核心EICSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
(网络版彩图)两种镀膜材料模型驻点热流试验结果
提取CFD计算结果中模型驻点线的组分质量分数分布如图7所示,可以看出,激波层波后气体中的N2和O2首先由于强激波压缩急剧升温而进一步解离,质量分数迅速下降,在靠近模型壁面附近原子组分开始有一定程度的复合.两种壁面条件下,模型驻点处组分质量分数有明显差别,如表4所示,非催化壁面条件下驻点处仍保留了22.5%的O原子和37.3%的N原子,而完全催化条件下,O和N原子完全复合为分子状态,原子复合过程中释放大量热量,导致驻点热流显著增加.5 结论
JF-16膨胀风洞总长度为16.69 m,其主体结构被两道膜片分成三大部分,即爆轰段、激波管和加速段.其运行波系图如图1所示,简要概况为:爆轰段内氢氧以4:1的比例混合后引爆,爆轰波携带热氢进行驱动,冲破主膜片后在激波管内形成主激波(psw),并继续冲破第二道膜片形成第二道入射激波(ssw),主激波后的(2)区试验气流在高真空的膨胀段内进行非定常膨胀(uex),经过第二道入射激波和非定常膨胀波的双重加速作用达(5)区,达到近、超轨道速度条件.JF-16膨胀风洞典型的试验气流参数如表1所示,气流参数通过膨胀风洞初始运行参数结合CFD热化学平衡条件计算得到,该方法具体可参见文献[11].随着近年来高温物理模型和计算方法的发展,数值模拟在超高速流动研究领域发挥着不可替代的辅助分析作用,本文采用的高焓流动数值方法采用多组分N-S方程,化学反应模型采用Dunn和Kang[12]的5组分17基元反应模型,热力学模型采用Park[13]的T-Tv双温度模型.对流项的离散采用AUSMPW+格式[14,15].ASUM类格式在高超声速模拟中有广泛的应用,计算量小且对激波间断及边界层的捕捉具有一定优势,黏性项的离散采用中心差分格式[16].关于该数值方法的可靠性验证,引用Wieting和Holden[17]在NASA兰利研究中心244 cm高焓风洞Ma=6.46条件下开展的圆柱前缘高超声速气动热试验结果,数值方法验证结果如图2所示.从圆柱热流分布来看,数值模拟与试验结果吻合良好,验证了该数值方法的可靠性,可以满足本文的计算要求.
【参考文献】：
期刊论文
[1]JF-16膨胀管流场分析及升级改造[J]. 周凯,苑朝凯,胡宗民,姜宗林. 航空学报. 2016(11)
[2]爆轰驱动膨胀管性能研究[J]. 周凯,汪球,胡宗民,姜宗林. 航空学报. 2016(03)
本文编号：3115986
【文章来源】：中国科学:技术科学. 2020,50(08)北大核心EICSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
(网络版彩图)两种镀膜材料模型驻点热流试验结果
提取CFD计算结果中模型驻点线的组分质量分数分布如图7所示,可以看出,激波层波后气体中的N2和O2首先由于强激波压缩急剧升温而进一步解离,质量分数迅速下降,在靠近模型壁面附近原子组分开始有一定程度的复合.两种壁面条件下,模型驻点处组分质量分数有明显差别,如表4所示,非催化壁面条件下驻点处仍保留了22.5%的O原子和37.3%的N原子,而完全催化条件下,O和N原子完全复合为分子状态,原子复合过程中释放大量热量,导致驻点热流显著增加.5 结论
JF-16膨胀风洞总长度为16.69 m,其主体结构被两道膜片分成三大部分,即爆轰段、激波管和加速段.其运行波系图如图1所示,简要概况为:爆轰段内氢氧以4:1的比例混合后引爆,爆轰波携带热氢进行驱动,冲破主膜片后在激波管内形成主激波(psw),并继续冲破第二道膜片形成第二道入射激波(ssw),主激波后的(2)区试验气流在高真空的膨胀段内进行非定常膨胀(uex),经过第二道入射激波和非定常膨胀波的双重加速作用达(5)区,达到近、超轨道速度条件.JF-16膨胀风洞典型的试验气流参数如表1所示,气流参数通过膨胀风洞初始运行参数结合CFD热化学平衡条件计算得到,该方法具体可参见文献[11].随着近年来高温物理模型和计算方法的发展,数值模拟在超高速流动研究领域发挥着不可替代的辅助分析作用,本文采用的高焓流动数值方法采用多组分N-S方程,化学反应模型采用Dunn和Kang[12]的5组分17基元反应模型,热力学模型采用Park[13]的T-Tv双温度模型.对流项的离散采用AUSMPW+格式[14,15].ASUM类格式在高超声速模拟中有广泛的应用,计算量小且对激波间断及边界层的捕捉具有一定优势,黏性项的离散采用中心差分格式[16].关于该数值方法的可靠性验证,引用Wieting和Holden[17]在NASA兰利研究中心244 cm高焓风洞Ma=6.46条件下开展的圆柱前缘高超声速气动热试验结果,数值方法验证结果如图2所示.从圆柱热流分布来看,数值模拟与试验结果吻合良好,验证了该数值方法的可靠性,可以满足本文的计算要求.
【参考文献】：
期刊论文
[1]JF-16膨胀管流场分析及升级改造[J]. 周凯,苑朝凯,胡宗民,姜宗林. 航空学报. 2016(11)
[2]爆轰驱动膨胀管性能研究[J]. 周凯,汪球,胡宗民,姜宗林. 航空学报. 2016(03)
本文编号：3115986
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3115986.html
