針對高焓電弧風洞內部流動的熱化學非平衡效應及氣體組分和振動能量凍結效應導致的試驗數(shù)據(jù)外推困難問題,基于高焓風洞噴管/試驗段/試驗模型一體化數(shù)值模擬的思路,通過數(shù)值求解三維熱化學非平衡NavierStokes方程,開展了FD-15高焓電弧風洞典型運行狀態(tài)下流場的數(shù)值模擬,與典型試驗狀態(tài)的氣動熱數(shù)據(jù)進行了對比驗證,研究了試驗數(shù)據(jù)外推飛行條件的方法及有效性問題,分析了提高駐室總壓對試驗數(shù)據(jù)外推的影響。研究表明:（1）風洞試驗段來流離解度高,熱化學非平衡效應及其凍結現(xiàn)象嚴重;（2）熱流校核試驗測量數(shù)據(jù)位于一體化數(shù)值模擬的完全催化熱流和非催化熱流之間,分布合理,驗證了計算方法和程序的正確性;（3）試驗模型安放位置對模型表面壓力和熱流存在影響,模型與噴管出口的距離越大,模型表面壓力和熱流越低;（4）當駐室總壓較低時,通過雙尺度模擬準則（模擬飛行條件總焓和雙尺度參數(shù)ρ∞L）外推熱流失效,使用部分模擬準則（模擬飛行條件總焓和駐點壓力）外推熱流也會出現(xiàn)較大差異,在非催化條件下這一現(xiàn)象更加明顯;（5）當駐室總壓較高時,使用雙尺度模擬準則或部分模擬準則外推飛行條件,產(chǎn)生的熱流差異明顯減小。 

【文章來源】：實驗流體力學. 2019,33(03)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：12 頁

【部分圖文】：

圖１ＦＤ－１５電弧風洞結構示意圖Ｆｉｇ．１ＳｋｅｔｃｈｏｆＦＤ－１５ａｒｃ－ｊｅｔｔｕｎｎｅｌ

模型、方法等進行了較為充分的驗證和研究［１－３］。這里針對ＦＤ－１５電弧風洞的平頭熱流校核試驗，開展了噴管／試驗段／試驗模型一體化流場的數(shù)值模擬，并與試驗結果進行對比，驗證計算方法的合理性。計算外形如圖２所示。圖３為平頭模型的結構示意圖，平頭直徑１２０ｍｍ，倒角半徑５ｍｍ，長５０ｍｍ，頭部共有９個熱流測量點。共進行了２組試驗，表１給出了２組試驗的風洞運行狀態(tài)參數(shù)，Ｈ０為駐室氣體總焓，Ｔ０為駐室溫度，ｐ０為駐室總壓，Ｇ為氣體流量，其中總溫Ｔ０通過總焓和總壓使用前述的駐室高溫氣體組分計算方法迭代計算得出。試驗氣體為空氣。壁面條件采用等溫壁Ｔｗ＝５００Ｋ、零壓力梯度、無滑移、完全催化（ＦＣＷ）和非催化（ＮＣＷ）條件，入口條件由駐室參數(shù)獲得。圖２一體化計算域示意圖Ｆｉｇ．２Ｓｋｅｔｃｈｏｆｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｄｏｍａｉｎ圖３平頭模型示意圖Ｆｉｇ．３Ｓｋｅｔｃｈｏｆｃｙｌｉｎｄｅｒｔｅｓｔｍｏｄｅｌ圖４給出了流場參數(shù)分布云圖。從圖中可以看出，試驗模型頭部產(chǎn)生的弓形激波與試驗段超聲速氣流外邊界存在強烈的相互干擾，流動結構十分復雜，試驗段來流存在振動溫度和組分的凍結現(xiàn)象，高總焓（１７．５ＭＪ／ｋｇ）試驗條件下來流的振動溫度凍結在更高溫度，同時含有更多的氮、氧原子組分。圖５給出了ＮＣＷ條件下模型駐點線上溫度、壓力和組分質量表１風洞試驗運行狀態(tài)Ｔａｂｌｅ１Ｔｕｎｎｅｌｔｅｓｔｃｏｎｄｉ

（ｇ）氮原子分布（Ｈ０＝１７．５ＭＪ／ｋｇ）（ｈ）氮原子分布（Ｈ０＝９．８ＭＪ／ｋｇ）圖４流場參數(shù)分布云圖Ｆｉｇ．４Ｐａｒａｍｅｔｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｃｏｎｔｏｕｒｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄ（ａ）溫度分布（ｂ）部分組分質量分數(shù)分布圖５沿模型對稱軸線上的參數(shù)分布（ＮＣＷ條件）Ｆｉｇ．５Ｐａｒａｍｅｔｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇｔｈｅａｘｉｓｏｆｔｅｓｔｍｏｄｅｌ（ＮＣＷ）分數(shù)分布，從圖中可以看出，高總焓（１７．５ＭＪ／ｋｇ）試驗條件下的波后振動溫度和平轉動溫度更高，氧分子幾乎完全離解，組分反應更加劇烈。圖６給出了計算結果與試驗數(shù)據(jù)的對比，可以看出，試驗得到的熱流數(shù)據(jù)值幾乎處于完全催化（ＦＣＷ）熱流和非催化（ＮＣＷ）熱流之間，說明數(shù)值計算方法和程序適用于電弧風洞的高溫氣體非平衡流場氣動熱環(huán)境的計算。圖６表面熱流分布對比Ｆｉｇ．６Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｓｕｒｆａｃｅｈｅａｔｆｌｕｘ圖７球頭模型示意圖Ｆｉｇ．７Ｓｋｅｔｃｈｏｆｓｐｈｅｒｅｔｅｓｔｍｏｄｅｌ３球頭模型試驗一體化數(shù)值模擬為了研究ＦＤ－１５電弧風洞的試驗數(shù)據(jù)外推問題，這里選取了特征尺寸明顯的球頭模型作為試驗模型。球頭模型外形如圖７所示，其頭部半徑為６０ｍｍ，長度為１２０ｍｍ。計算狀態(tài)為：駐室總焓１７．５ＭＪ／ｋｇ，總壓０．３９ＭＰａ。計算采用兩溫度熱力學模型，化學反應模型采用５組分Ｄｕｎｎ－Ｋａｎｇ模型，壁面采用無滑移、零壓力梯度和等溫壁Ｔｗ＝５００Ｋ條件，

【參考文獻】：
期刊論文
[1]傳感器催化特性差異對氣動熱影響的計算分析[J]. 丁明松,董維中,高鐵鎖,江濤,劉慶宗.  宇航學報. 2017(12)
[2]局部催化特性差異對氣動熱環(huán)境影響的計算分析[J]. 丁明松,董維中,高鐵鎖,江濤,劉慶宗.  航空學報. 2018(03)
[3]高焓激波風洞噴管流場非平衡特性研究[J]. 汪球,趙偉,滕宏輝,姜宗林.  空氣動力學學報. 2015(01)
[4]高超聲速飛行器表面溫度分布與氣動熱耦合數(shù)值研究[J]. 董維中,高鐵鎖,丁明松,江濤,劉慶宗.  航空學報. 2015(01)
[5]高焓非平衡氣動熱環(huán)境的試驗模擬及影響[J]. 袁軍婭,蔡國飆,楊紅亮,黃建棟.  實驗流體力學. 2012(06)
[6]高焓激波風洞自由流參數(shù)測量的數(shù)值重建[J]. 曾明,林貞彬,郭大華,柳軍,瞿章華.  空氣動力學學報. 2009(03)
[7]非平衡流模擬參數(shù)ρ∞L有效性的數(shù)值分析[J]. 曾明,林貞彬,柳軍,瞿章華.  力學學報. 2009(02)
[8]鈍體標模高焓風洞試驗和飛行試驗相關性的數(shù)值分析[J]. 董維中,樂嘉陵,高鐵鎖.  流體力學實驗與測量. 2002(02)
[9]氣體模型對高超聲速再入鈍體氣動參數(shù)計算影響的研究[J]. 董維中.  空氣動力學學報. 2001(02)
[10]真實氣體流動的相似規(guī)律[J]. 張涵信.  空氣動力學學報. 1990(01)



本文編號：3423664