飛行器以近、超軌道速度進(jìn)入或再入大氣層時(shí)必須經(jīng)受超高速流動(dòng)環(huán)境的考驗(yàn),強(qiáng)激波壓縮產(chǎn)生的高焓氣流會(huì)對(duì)飛行器造成劇烈的氣動(dòng)加熱作用,此時(shí)氣動(dòng)熱載荷的準(zhǔn)確預(yù)測變得尤為困難.膨脹管/風(fēng)洞是少數(shù)幾種具備超高速流動(dòng)模擬能力的地面設(shè)備之一,中國科學(xué)院力學(xué)研究所的JF-16膨脹風(fēng)洞已成功獲得了速度超過10 km/s的超高速試驗(yàn)氣流,并在此基礎(chǔ)上開展超高速流動(dòng)氣動(dòng)熱測量及壁面催化效應(yīng)相關(guān)試驗(yàn)研究.在高溫、強(qiáng)沖刷氣流,微秒量級(jí)試驗(yàn)時(shí)間內(nèi),獲得了近、超軌道速度氣流條件下標(biāo)準(zhǔn)球模型的駐點(diǎn)熱流結(jié)果,在試驗(yàn)氣流總焓超過45 MJ/kg時(shí),模型駐點(diǎn)熱流試驗(yàn)測量結(jié)果超出了經(jīng)驗(yàn)公式及CFD完全催化條件的預(yù)測值.同時(shí),對(duì)表面鍍有兩種不同催化特性材料的標(biāo)準(zhǔn)球模型進(jìn)行了對(duì)比試驗(yàn),試驗(yàn)結(jié)果表明,催化壁面（Cu鍍膜）比非催化壁面（Al₂O₃鍍膜）的駐點(diǎn)熱流率高出53.93%.數(shù)值分析表明,超高速流動(dòng)模型駐點(diǎn)處在非催化條件下仍保留有22.5%的O原子和37.3%的N原子成分,而在完全催化條件下則全部復(fù)合成分子并引起熱流顯著增加,這一分析證實(shí)了試驗(yàn)結(jié)果與試驗(yàn)發(fā)現(xiàn). 

【文章來源】：中國科學(xué):技術(shù)科學(xué). 2020,50(08)北大核心EICSCD

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(網(wǎng)絡(luò)版彩圖)兩種鍍膜材料模型駐點(diǎn)熱流試驗(yàn)結(jié)果

提取CFD計(jì)算結(jié)果中模型駐點(diǎn)線的組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布如圖7所示,可以看出,激波層波后氣體中的N2和O2首先由于強(qiáng)激波壓縮急劇升溫而進(jìn)一步解離,質(zhì)量分?jǐn)?shù)迅速下降,在靠近模型壁面附近原子組分開始有一定程度的復(fù)合.兩種壁面條件下,模型駐點(diǎn)處組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)有明顯差別,如表4所示,非催化壁面條件下駐點(diǎn)處仍保留了22.5%的O原子和37.3%的N原子,而完全催化條件下,O和N原子完全復(fù)合為分子狀態(tài),原子復(fù)合過程中釋放大量熱量,導(dǎo)致駐點(diǎn)熱流顯著增加.5 結(jié)論

JF-16膨脹風(fēng)洞總長度為16.69 m,其主體結(jié)構(gòu)被兩道膜片分成三大部分,即爆轟段、激波管和加速段.其運(yùn)行波系圖如圖1所示,簡要概況為:爆轟段內(nèi)氫氧以4:1的比例混合后引爆,爆轟波攜帶熱氫進(jìn)行驅(qū)動(dòng),沖破主膜片后在激波管內(nèi)形成主激波(psw),并繼續(xù)沖破第二道膜片形成第二道入射激波(ssw),主激波后的(2)區(qū)試驗(yàn)氣流在高真空的膨脹段內(nèi)進(jìn)行非定常膨脹(uex),經(jīng)過第二道入射激波和非定常膨脹波的雙重加速作用達(dá)(5)區(qū),達(dá)到近、超軌道速度條件.JF-16膨脹風(fēng)洞典型的試驗(yàn)氣流參數(shù)如表1所示,氣流參數(shù)通過膨脹風(fēng)洞初始運(yùn)行參數(shù)結(jié)合CFD熱化學(xué)平衡條件計(jì)算得到,該方法具體可參見文獻(xiàn)[11].隨著近年來高溫物理模型和計(jì)算方法的發(fā)展,數(shù)值模擬在超高速流動(dòng)研究領(lǐng)域發(fā)揮著不可替代的輔助分析作用,本文采用的高焓流動(dòng)數(shù)值方法采用多組分N-S方程,化學(xué)反應(yīng)模型采用Dunn和Kang[12]的5組分17基元反應(yīng)模型,熱力學(xué)模型采用Park[13]的T-Tv雙溫度模型.對(duì)流項(xiàng)的離散采用AUSMPW+格式[14,15].ASUM類格式在高超聲速模擬中有廣泛的應(yīng)用,計(jì)算量小且對(duì)激波間斷及邊界層的捕捉具有一定優(yōu)勢,黏性項(xiàng)的離散采用中心差分格式[16].關(guān)于該數(shù)值方法的可靠性驗(yàn)證,引用Wieting和Holden[17]在NASA蘭利研究中心244 cm高焓風(fēng)洞Ma=6.46條件下開展的圓柱前緣高超聲速氣動(dòng)熱試驗(yàn)結(jié)果,數(shù)值方法驗(yàn)證結(jié)果如圖2所示.從圓柱熱流分布來看,數(shù)值模擬與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好,驗(yàn)證了該數(shù)值方法的可靠性,可以滿足本文的計(jì)算要求.

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]JF-16膨脹管流場分析及升級(jí)改造[J]. 周凱,苑朝凱,胡宗民,姜宗林.  航空學(xué)報(bào). 2016(11)
[2]爆轟驅(qū)動(dòng)膨脹管性能研究[J]. 周凱,汪球,胡宗民,姜宗林.  航空學(xué)報(bào). 2016(03)



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