高速双锥绕流中热化学与输运模型影响研究 1)

删除或更新信息，请邮件至freekaoyan#163.com(#换成@)

本站小编 Free考研考试/2022-01-01

丛彬彬, 万田^,²⁾中国科学院大学工程科学学院,北京100049

EFFECTS OF THERMOCHEMICAL AND TRANSPORT MODELS ON THE HIGH-SPEED DOUBLE-CONE FLOWFIELD ¹⁾

Cong Binbin, Wan Tian^,²⁾School of Engineering and Science, University of Chinese Academy of Sciences, Beijing 100049, China

通讯作者: 2) 万田,研究员,主要研究方向：计算流体力学. E-mail:wt@imech.ac.cn

收稿日期:2019-01-16接受日期:2019-06-6网络出版日期:2019-07-18

基金资助:

1) 中国科学院先导B项目资助.Y820121XD1

Received:2019-01-16Accepted:2019-06-6Online:2019-07-18
作者简介 About authors

摘要
激波与边界层之间相互作用是高超声速飞行中的常见现象,对飞行器气动性能与飞行安全至关重要.对于高焓来流,流场中通常存在复杂的物理化学现象,此时准确模拟流场中激波边界层相互作用的难度大,相关物理化学建模仍有待进一步考察和研究.本文针对最近文献中纯净空气高超声速双锥绕流实验开展数值研究,分别研究了不同热化学模型与输运模型对壁面压力与热流的影响.热力学模型包括完全气体、热力学平衡和非平衡模型,化学模型包括冻结和非平衡化学模型,输运模型包括经典的Wilke/Blottner/Eucken模型与更加复杂的Gupta/SCEBD模型,以及考虑壁面催化/非催化影响的模型.计算了6个不同算例,涵盖了低焓至高焓来流等不同工况.壁面压力与热流的数值计算结果与实验结果符合较好;对于低焓来流,计算结果主要受到分子内能分布的影响,输运模型对计算结果的影响不大;对于高焓来流,一方面计算结果受到化学反应与壁面催化的影响较大,另一方面不同输运模型对计算结果的影响也更加明显.
关键词： 激波边界层相互作用;热化学非平衡;输运模型;双锥

Abstract
The shock wave and boundary layer interaction is common during hypersonic flight, and it is critical for the aerodynamic performance and safety of the flight vehicle. When the enthalpy of the incoming flow is high, its numerical simulation is challenging due to many complex physics and chemistry phenomena whose modelling requires further investigation and study. Hypersonic flow around a double-cone is selected as the test case and the effects of thermochemistry and transport models on the wall pressure and heat transfer rate are studied numerically. The thermochemical models include perfect gas model, thermal non-equilibrium with frozen or non-equilibrium chemistry, and thermal equilibrium with non-equilibrium chemistry. The transport models include the widely used Wilke/Blottner/Eucken model, and the more physically complicated Gupta/SCEBD model. Moreover, the influence of wall catalysis is also considered. The six experimental test runs, covering from low to high enthalpy inflow conditions, are simulated. The computed results show that the computed wall pressure and heat flux agree with the experiments. Under the low enthalpy condition, the distribution of the molecular internal energy has a big impact on the results, and the two transport models produce similar results. Under the high enthalpy condition, the chemical reaction and wall catalysis have a significant influence. Comparison of the results with the different transport models shows much larger difference for higher freestream enthalpy.
Keywords：shock wave boundary layer interaction;thermochemical nonequilibrium;transport model;double-cone

PDF (3175KB)元数据多维度评价相关文章导出EndNote|Ris|Bibtex 收藏本文
本文引用格式
丛彬彬, 万田. 高速双锥绕流中热化学与输运模型影响研究 ¹⁾. 力学学报[J], 2019, 51(4): 1012-1021 DOI:10.6052/0459-1879-19-022
Cong Binbin, Wan Tian. EFFECTS OF THERMOCHEMICAL AND TRANSPORT MODELS ON THE HIGH-SPEED DOUBLE-CONE FLOWFIELD ¹⁾. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics[J], 2019, 51(4): 1012-1021 DOI:10.6052/0459-1879-19-022

引言

激波和边界层相互干扰是高超声速飞行中的常见现象,其导致的局部过高热流是飞行器的安全隐患;此外,它导致的边界层分离会使飞行器气动性能改变.因此,激波与边界层相互干扰是飞行器设计中必须考虑的重要因素,Harvey等^[1]、Candler^[2]和Gaitonde^[3]分别对激波和边界层相互干扰现象进行了综述.

高超声速双锥流场存在复杂的激波与边界层相互干扰现象,国内外对其有大量研究^[4-20].国内如张静等^[4]研究了不同离散格式对高超声速双锥流场计算中激波分辨率与黏性分辨率计算结果的影响;石晓峰^[5]针对热化学非平衡效应对高超声速流场中激波反射、激波边界层相互作用的影响做了较为系统的研究;田浩等^[6]采用包括量热完全气体、平衡气体、化学非平衡气体在内的不同气体模型对不同工况下高马赫数绕流流场中的分离流动进行了研究;国外如Druguet等^[12]测试了不同的物理化学模型,包括化学反应速率、平衡常数、振动能弛豫以及输运系数等,然而其仅计算了一种来流条件且与实验结果的比较并不理想.Nompelis等^[13-15]针对双锥流动受到振动非平衡与化学反应的影响展开了一系列工作,发现只有当来流焓值不是很高且实验气体为氮气时的计算结果较为合理,当实验气体为空气时,双锥实验热流的计算结果与实验吻合不佳,且随着来流焓值的增大变得更差.由于来流中通常存在热化学非平衡,且其程度无法准确测量,为了排除来流条件的不确定性,美国嘉斯班大学布法罗研究中心于2013年开展了双锥风洞实验,实验中自由来流中不包含热/化学非平衡现象^[16].针对这组实验,Hao等^[17]研究了不同振动与离解耦合模型的影响,发现两个不同模型的计算结果相差不大.Kianvashrad等^[18]研究了化学反应的影响,发现无论低焓来流还是高焓来流,化学反应对表面热流与压力的计算结果无明显影响.Kieweg等^[19]和Ray等^[20]通过不确定性分析,认为计算与实验的差别有可能是来流条件的误差或空间分布引起.

本文从计算模型的选取角度来分析计算与实验差别,研究不同热化学反应与输运模型对双锥流动计算结果的影响.热化学模型包括完全气体模型、热力学非平衡结合冻结流以及化学非平衡流模型、热力学平衡化学非平衡模型等.虽然完全气体与热平衡模型并不适用于该问题,但能揭示内能和化学能的分布对计算结果的影响.此外,壁面催化效应的影响、Wilke/Blottner/Eucken输运模型以及更复杂的Gupta/SCEBD输运模型的影响也在研究范围内.

1 计算方法

本文采用自主开发的CH3D~(chemically-reacting hypersonics3D)软件^[21],该软件求解全N-S方程,支持结构化多块网格、非结构化网格、以及混合网格等多种网格拓扑结构,支持热力学与化学非平衡的求解.

1.1 控制方程

本文使用文献^[22]的5组元空气化学反应模型. 质量守恒方程为 \begin{equation} \label{eq1} \frac{\partial \rho _s }{\partial t} + \nabla \cdot \left( {\rho _s u} \right) + \nabla \cdot \left( {\rho _s v_s} \right) = \omega _s(1) \end{equation} 式中,$\rho _s$为第$s$组元的密度,$u$为混合物的对流速度矢量,$v_s$为第$s$组元的扩散速度,$\omega _s$为第$s$组元的化学反应生成率. 动量守恒方程为 \begin{equation} \label{eq2} \frac{\partial \rho u}{\partial t} + \nabla \cdot (\rho u\times u) + \nabla p + \nabla \cdot \tilde {\tau } = 0(2) \end{equation} 本文采用振动、电子能平衡假设,并相应引入振动、电子温度$T_{ ve}$. 振动、电子能守恒方程为

$$\begin{align*} &\frac{\partial E_{v}}{\partial t} + \nabla \cdot \left( {E_{v}u} \right) + \nabla \cdot \sum\limits_{s = 1}^{ns} {v_s} E_{{v},s} + \nabla \cdot q_{v}= \\ &\qquad Q_{T-v} + \sum\limits_{s = 1}^{ns} {\omega _s } e_{{v},s}(3)\end{align*} $$

式中$Q_{T-v}$是平动、转动能传递速率^[23]. 总能守恒方程为

$$\begin{align*} & {\frac{\partial E}{\partial t} + \nabla \cdot (E + p)u + \nabla \cdot \sum\limits_{s = 1}^{ns} {v_s} \rho _s h_s }+\\ &\qquad \nabla \cdot \left( {q + q_{v} } \right) + \nabla \cdot (u \cdot \tau ) = 0(4)\end{align*} $$

1.2 输运模型

多组分混合气体的输运模型通常采用Wilke混合率^[24]、Blottner模型^[25]和Eucken公式^[26]这套方法. 使用该输运模型时,通常假设Lewis数或Schmidt数为常量. 本文除了Wilke/Blottner/Eucken模型,还采用了物理上更为复杂的SCEBD~(self-consistent binary diffusion model)模型^[27]来代替Lewis数或Schmidt数为常数的假设,采用Gupta混合率^[28]来代替Wilke混合率.

1.2.1 Wilke/Blottner/Eucken模型

Wilke/Blottner/Eucken模型被广泛用于计算多组分混合气体输运系数. 其中,Wilke混合率是Chapman-Enskog关系的一种简化,采用Blottner拟合计算各组分的黏性系数, 采用Eucken关系式计算热传导系数. 在计算扩散系数时,往往采用单一扩散系数,并且假设Lewis数或Schmidt数为常量. 本文假设Schmidt数等于0.7,扩散系数计算方法如下 \begin{equation} \label{eq5} D_s = D = \frac{\mu }{\rho S_{c}}(5) \end{equation} 其中,$\mu $是混合气体黏性,$S_{c}$是Schmidt数. Fick定律用于质量扩散的计算 \begin{equation} \label{eq6} J_s =-\rho D_s \Delta Y_s(6) \end{equation}

1.2.2 Gupta/SCEBD模型

Gupta等发展了另一种混合气体的输运模型,该模型比Wilke/Blottner/Eucken物理上更复杂, 考虑了混合气体各组分的碰撞积分. 模型中计入了重粒子与电子的影响,但本文计算中不考虑空气的电离,因此仅考虑重粒子的影响. 混合气体的黏性系数为 \begin{equation} \label{eq7} \mu = \sum\limits_s {\frac{m_{e} \gamma _{e} }{ \sum\limits_r {\gamma _r } \varDelta _{{e},r}^{(2)} \left( {T_{ve} } \right)}}(7) \end{equation} 混合气体的平动热传导系数为 \begin{equation} \label{eq8} \kappa _{t} = \frac{15}{4}k_{B} \sum\limits_s {\frac{\gamma _s }{ \sum\limits_r {a_{s,r} } \gamma _r \varDelta _{s,r}^{(2)} \left( {T_{{t}r} } \right)}}(8) \end{equation} 转动热传导系数为 \begin{equation} \label{eq9} \kappa _r = k_{B} \sum\limits_{s = mol} {\frac{\gamma _s }{ \sum\limits_r {\gamma _r } \varDelta _{s,r}^{(1)} \left( {T_{{t}r} } \right)}}(9) \end{equation} 振动、电子激发态热传导系数为 \begin{equation} \label{eq10} \kappa _{vel} = k_{B} \frac{C_{v,ve} }{R}\sum\limits_{s = mol} {\frac{\gamma _s }{ \sum\limits_r {\gamma _r } \varDelta _{s,r}^{(1)} \left( {T_{{t}r} } \right)}}(10) \end{equation} 重粒子的碰撞项,$\varDelta _{s,r}^{(1)} $和$\varDelta _{s,r}^{(2)} $的形式为 \begin{equation} \label{eq11} \varDelta _{s,r}^{(1)} = \frac{8}{3}\left[ {\frac{2M_s M_r }{\pi RT\left( {M_s + M_r } \right)}} \right]^{1 / 2}\pi \bar {\varOmega }_{s,r}^{(1,1)}(11) \end{equation} \begin{equation} \label{eq12} \varDelta _{s,r}^{(2)} = \frac{16}{5}\left[ {\frac{2M_s M_r }{\pi RT\left( {M_s + M_r } \right)}} \right]^{1 / 2}\pi \bar {\varOmega }_{s,r}^{(2,2)}(12) \end{equation} 其中$\pi \bar {\varOmega }_{s,r}^{(1,1)} $和$\pi \bar {\varOmega }_{s,r}^{(2,2)} $是碰撞积分,参见文献^[29,30].

在计算扩散系数时,SCEBD模型采用了组分碰撞积分. 重粒子的扩散系数为 \begin{equation} \label{eq13} D_s = \left( {1-\frac{\omega _s }{\omega }} \right)\left( {\sum\limits_{r \ne s} {\frac{p_r }{pD_{s,r} }} } \right)^{-1}(13) \end{equation} 其中 \begin{equation} \label{eq14} D_{s,r} = \frac{k_{B} T_{{t}r} }{p\varDelta _{s,r}^{(1)} \left( {T_{{t}r} } \right)}(14) \end{equation} 最终,质量扩散流通量为 \begin{equation} \label{eq15} J_s =-\frac{pM_s D_s }{RT_{{t}r} }\nabla \left( {\frac{p_s }{p}} \right) + Y_s \sum\limits_r {\frac{pM_r D_r }{RT_{{t}r} }} \nabla \left( {\frac{p_r }{p}} \right)(15) \end{equation}

1.3 其他物理化学模型

本文忽略空气的离解反应,高温空气化学反应采用文献^[22]的5组元(N$_{2}$,O$_{2}$,NO, N和O)反应模型,振动、离解耦合效应采用文献^[31]模型. 本文壁面催化模型采用完全催化壁及完全非催化壁两种.

1.4 数值方法

采用有限体积方法来离散方程组. 对于对流项,采用修正的Steger-Warming流通量分裂^[32],结合迎风MUSCL TVD格式将精度扩展至三阶. 流通量与雅可比矩阵均采用计算单元表面处的流场数值,通过单元中心处的流场变量插值得到. 在迎风格式中,流通量被分解为正负两项 \begin{equation} \label{eq16} f_{i + 1 / 2} = f_{i + 1/2}^ + \left( {\phi _{i + 1/2}^ + } \right) + f_{i + \frac{1}{2}}^-\left( {\phi _{i + 1/2}^-} \right)(16) \end{equation} 其中$\phi $为流场变量向量,本文取$\phi = \{ p,c_s ,u,v,w, T_{{t}r} ,T_{ve} \}$. 三阶 MUSCL 差分格式为

$$\begin{align*} &\phi _{i + 1/2}^ + = \phi _i-\frac{1}{6}\Big\{ {\min od \left[ {\phi _{i-1}-\phi _i ,2\left( {\phi _i-\phi _{i + 1} } \right)} \right]} +\\ &\qquad 2\min od \left[ {\phi _i-\phi _{i + 1} ,2\left( {\phi _{i-1}-\phi _i } \right)} \right]\Big\}(17)\end{align*} $$

$$\begin{align*} &\phi _{i + \frac{1}{2}}^-= \phi _{i + 1}-\frac{1}{6}\Big\{ {\min od \left[ {\phi _{i + 2}-\phi _{i + 1} ,2\left( {\phi _{i + 1}-\phi _i } \right)} \right]} +\\ &\qquad 2\min od \left[ {\phi _{i + 1}-\phi _i ,2\left( {\phi _{i + 2}-\phi _{i + 1} } \right)} \right]\Big\}(18)\end{align*} $$

2 结果与分析

美国嘉斯班大学布法罗研究中心于2013年开展了双锥风洞实验,实验共分为6个工况,本文均进行了数值模拟, 6个工况来流条件见表1. 若无特殊说明,本文后续计算时均默认采用双温度热力学非平衡、5组元Park化学非平衡、 Gupta/SCEBD输运模型和壁温300 K的完全催化壁模型.

Table 1
表1
表1双锥实验6个工况来流条件
Table 1Inflow conditions of the six experimental test runs

新窗口打开|下载CSV

首先进行网格无关性测试,通过数值模拟工况1分别考察了310$\times $200,620$\times $400和1240$\times $800共三套网格,三套网格中壁面垂直方向的$y^ + $都取值为1. 图1显示了三套网格的计算得出的壁面压力和热流分布,结果表明620$\times $400网格已经网格收敛. 图中显示,计算所得分离区大小要小于实验结果,透射激波位置靠前,除此之外与实验结果符合较好.

工况2至工况6的壁面热流与壁面压力分布的计算与实验结果比较分别见图2(a)与图2(b). 图中可以看出,计算与实验结果总体上符合较好,但是计算出的分离区大小比实验要小,该结果与文献^[17]一致.

图1

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图1工况1网格收敛性测试

Fig. 1The grid convergence study of case 1

图2

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图2工况2至工况6计算结果与实验测量结果比较;实线为计算结果,数据点为实验结果

Fig. 2The simulation and experimental results of case 2 ~ case 6. The symbols are the experimental data, and the lines are simulation results

本文将在6个工况中分别选取代表低焓和高焓情形的工况1与工况4,从热化学模型与输运模型入手,探讨影响流场计算结果的主要因素.

2.1 低焓工况

针对工况1所代表的低焓工况,此时忽略流场中的化学反应,考虑不同热力学模型的影响, 包括热力学非平衡的双温模型、热力学平衡的单温模型和比热比等于1.4的完全气体模型. 完全气体模型采用1.4的比热比,分子内能分布仅有平动态和转动态;热力学非平衡模型增加考虑了振动激发, 能量从平动、转动态传到振动态;在热力学平衡模型中平动、转动态与振动态达到平衡. 随着平动、转动态的能量逐渐转移到振动态,体现在宏观流场上即平动、转动温度降低,分离区大小减小.

图3给出了不同热力学模型对工况1中壁面热流和压力影响. 从计算结果来看,完全气体模型计算得到的分离区略大于实验结果,热力学非平衡模型的分离区其次, 热力学平衡模型计算的分离区最小,两模型分离区均小于实验结果. 虽然完全气体模型计算的分离区大小及峰值与实验符合最好,但是在第一锥度完全气体模型的热流最低, 与实验结果偏差最大.

图3

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图3工况1不同热力学模型对壁面热流和压力影响

Fig. 3Simulation results of the heat transfer rate and the wall pressure of case 1 by using different thermodynamic models

图4给出了采用不同输运模型计算所得壁面热流分布.可以看出,采用不同输运模型计算所得热流分布差别不大.图5给出了工况1流场的马赫数云图与温度云图,从马赫数云图中可以清楚看到双锥拐角处的分离区,以及分离区下游的透射激波,从温度云图可以看到透射激波和弓形激波形成的高温激波层.对于工况1中的低焓来流条件,流场温度低于5500 K,在该温度范围Wilke/Blottner/Eucken模型与Gupta/SCEBD模型计算所得结果相似,相比之下, 输运模型对计算结果的影响明显小于热力学模型对计算结果的影响.

图4

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图4工况1不同输运模型对壁面热流影响

Fig. 4The computed wall heat flux distribution of case 1 simulated by using different transport models

图5

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图5工况1流场马赫数与平动、转动温度云图分布

Fig. 5The contours of mach number and translational-rotational temperature of case 1

图5

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图5工况1流场马赫数与平动、转动温度云图分布(续)

Fig. 5The contours of mach number and translational-rotational temperature of case 1 (continued)

2.2 高焓工况

对于工况4所对应的高焓来流,由于流场中存在明显的化学反应,此时不仅需要考虑热力学模型的影响,同时需要考虑冻结/非平衡化学反应模型的影响.图6给出了不同化学反应模型对工况4流场中壁面热流与壁面压力计算结果的影响,图7则给出了不同化学反应模型所对应流场的马赫数云图.

从图6中可以看出：冻结流的计算结果偏离实验结果,分离区大小偏大.一方面,流场中化学反应使内能转移至化学能,宏观上表现为流场温度降低、分离区相应减小.另一方面,从图6(b)的压力分布曲线来看,冻结流的分离区下游的压力更高,需要更大的分离区来平衡这个逆向压差.从图7可以看出,冻结流计算的激波强度更大,导致分离区附近斜激波和弓形激波脱体距离更远,更厚的激波层从尺度上来说会导致更大的分离区.说明高焓流场中存在明显的化学反应,是否考虑化学反应对计算结果影响显著.

图6

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图6工况4中化学反应对壁面热流和压力计算结果的影响

Fig. 6The influence of chemical reaction on the results of heat transfer rate and wall pressure of case 4

图7

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图7工况4不同化学反应模型所得马赫数云图

Fig. 7The result of Mach number of the flow field of case 4 using different chemistry model

针对工况4,图8给出了3种不同热力学模型的计算结果,完全气体模型偏离实验结果较大,与工况1相比,热平衡与热非平衡两模型之间的计算结果差别变小.图9为热非平衡模型针对工况1与工况4计算得到的平动、转动温度与转动、振动温度差值的云图.可以看出,两工况均在第一个锥体附近存在较大的温度差值,即存在明显的热非平衡效应,但此处两工况振动温度低,因此热非平衡影响较小.但在弓形激波层内,由于更高的来流密度和更强的激波,此处工况4的热非平衡要远小于工况1,因此热非平衡对工况4的结果影响较小.

图8

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图8工况4中热力学模型对壁面热流和压力影响

Fig. 8Simulation results of heat transfer rate and wall pressure of case 4 by using different thermodynamic models

图9

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图9工况1与工况4中转动温度与振动温度差别云图

Fig. 9Contours of the difference between translational-rotational temperature and vibrational-electronic-electron temperature of case 1 and case 4

这里计算热平衡和非平衡模型时,均采用了非平衡化学反应.比较图8中完全气体结果与图6中的化学冻结流结果,发现两者差别不大,因此认为图8中完全气体模型结果的巨大差别是由化学反应引起.总的来说,针对工况4,化学反应模型是影响结果的主要因素.

图10给出了工况4中壁面催化对壁面热流计算结果的影响.可以看出,壁面催化对第一锥面影响很小,其影响在第二锥面更为显著,这是由于第一锥面处温度低,化学反应程度低,而第二锥面附近的弓形激波层内温度高,化学反应显著.与实验结果相比,考虑壁面催化效应的计算结果与实验结果吻合的更好.高焓情形,必须考虑壁面催化的影响.

图10

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图10壁面催化对工况4热流计算的影响

Fig. 10The influence of wall catalysis on the wall heat transfer rate of case 4

图11给出了不同输运模型对热流计算结果的影响.与图4中低焓工况结果相比,对于高焓工况,Gupta/SCEBD模型计算的热流及其峰值要明显高于Wilke/Blottner/Eucken模型.针对工况4,流场中的最高温度高于10 000K,在该温度范围内,两输运模型计算结果之间的差别显著,且Gupta/SCEBD模型与实验结果符合更好.

图11

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图11不同输运模型对工况4壁面热流计算的影响

Fig. 11The influence of transport models on the wall heat transfer rate of case 4

图12为使用Gupta/SCEBD模型时流场的Schmidt数云图.可以看出,流场中的Schmidt数并非常量,而是介于0.57$\sim $0.75之间.Gupta/SCEBD模型与Wilke/Blottner/Eucken模型的主要区别之一在于后者假设Schmidt数为常量,很明显,当流场温度较高时,该假设并不成立,此时应采用Gupta/SCEBD模型.

图12

新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT
图12Gupta/SCEBD模型所得工况4中Schmidt数云图

Fig. 12The Schmidt number contours of case 4, by using Gupta/SCEBD model

3 结论

本文针对双锥风洞实验中的激波和边界层相互干扰中的热化学和输运模型影响进行数值分析.从低焓至高焓状态,本文模拟了所有6个实验工况.计算结果所示分离区较实验结果偏小,除此之外,壁面压力和温度的计算结果与实验符合较好.

针对工况1所代表的低焓状态,通过比较不同热力学模型的计算结果发现,分子内能的分布对分离区大小以及壁面热流峰值和压力的峰值的计算结果影响显著.随着平动、转动态的能量逐渐转移到振动态,体现在宏观流场上就是平动、转动温度降低,分离区大小减小;低焓状态,Gupta/SCEBD模型与Wilke/Blottner/Eucken模型的计算结果相近,热力学模型对计算结果影响显著.

对于工况4的高焓状态,化学反应对计算结果的影响显著.当考虑化学反应时,内能转移至化学能,计算所得分离区显著变小.工况4的热平衡与热非平衡所得计算结果之间的差别较工况1要小,这是由于工况4密度更高,弓形激波层内非平衡效应小.高焓状态下壁面催化的影响也更为显著,考虑壁面催化时的计算结果与实验结果吻合的更好.对于不同的输运模型,针对第二锥段的壁面热流与热流峰值,Gupta/SCEBD模型的计算结果要明显高于Wilke/Blottner/Eucken模型,且与实验吻合的更好.根据Gupta/SCEBD模型所得流场中Schmidt数在0.57~0.75之间变化,常用的Schmidt数为常数的假设并不合理,计算时应采用变Schmidt数模型.

参考文献原文顺序
文献年度倒序
文中引用次数倒序
被引期刊影响因子

[1]

Harvey

, Babinsky

. Shock Wave-Boundary-Layer Interactions. Cambridge: Cambridge University Press, 2011

[本文引用: 1]

[2]

Candler

. Rate-dependent energetic processes in hypersonic flow
Progress in Aerospace Sciences, 2015,72:37-48

DOI URL [本文引用: 1]

[3]

Gaitonde

. Progress in shock wave/boundary layer interactions
Progress in Aerospace Sciences, 2015,72:80-99

DOI URL [本文引用: 1]

[4]

张静, 阎超 . 高超音速双锥绕流数值模拟的格式效应分析
北京航空航天大学学报, 2008,34(4):474-477

Magsci [本文引用: 2]

通过模拟双锥外形高超音速绕流,对各种计算流体力学空间离散格式的性能进行分析.研究了Roe格式、van Leer格式、AUSM(Advection Up-stream Splitting Method)格式、AUSMDV格式、AUSM+格式、上风TVD(Total Variation Diminishing)格式等对双锥高超音速流场特征的模拟能力.结果表明:各空间格式激波分辨率都较高,但粘性分辨率相差很大.其特性与格式耗散性有关,耗散性越小,粘性分辨率越高;格式耗散性对热流极值影响显著,耗散性越小,热流极值越大,其位置越靠近前缘.

( Zhang

Jing

, Yan

Chao

. Scheme effect analysis of numerical simulation on hypersonic double-cone flows
Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2008,34(4):474-477 (in Chinese))

Magsci [本文引用: 2]

石晓峰 . 激波反射干扰及其热化学非平衡效应. [博士论文]
合肥:中国科学技术大学, 2018

[本文引用: 1]

( Shi

Xiaofeng

. Investigation on shock reflections and interactions with thermo-chemical non-equilibriun effects. [PhD Thesis]
Hefei: University of Science and Technology of China, 2018(in Chinese))

[本文引用: 1]

[6]

田浩, 叶友达, 蒋勤学等. 真实气体效应对升力体舵面局部流动分离的影响
空气动力学学报, 2015,33(3):330-337

DOI Magsci [本文引用: 1]

数值模拟分析了高马赫数低雷诺数条件下激波边界层干扰、激波与激波相互作用、流动分离再附等流动现象的特点以及高温真实气体效应的影响。分别采用量热完全气体、平衡气体、化学非平衡气体模型对升力体由于舵面偏转引起的局部流动分离情形进行了数值模拟。研究了飞行高度、壁面温度及来流马赫数对流动分离的影响。计算结果表明:真实气体效应使空气在边界层内发生离解反应, 边界层内温度降低, 粘性减小, 动能损失减小, 克服逆压梯度的能力更强, 从而使分离区明显减小。分离区的减小改变了分离/再附激波的位置和强度, 进而对局部压力及热流分布产生重要影响;随高度增加, 平衡气体较完全气体分离区相对减小量增大, 平衡气体效应对流动分离/再附现象的影响越大;壁温对分离区影响较大, 随壁温升高, 分离区增大;随马赫数增大, 分离区减小, 真实气体和完全气体的差异增大, 真实气体效应的影响更加显著。

( Tian

Hao

, Ye

Youda

, Jiang

Xueqin

, et al. Investigation of real gas effects on local flow separation of lifting body rudder
Acta Aerodynamica Sinica, 2015,33(3):330-337(in Chinese))

DOI Magsci [本文引用: 1]

童福林, 李新亮, 唐志共 . 激波与转捩边界层干扰非定常特性数值分析
力学学报, 2017,49(1):93-104

DOI Magsci

激波与边界层干扰的非定常问题是高速飞行器气动设计中基础研究内容之一.以往研究主要针对层流和湍流干扰，在分离激波低频振荡及其内在机理方面存在着上游机制和下游机制两类截然不同的理论解释.分析激波与转捩边界层干扰下非定常运动现象有助于进一步加深理解边界层状态以及分离泡结构对低频振荡特性的影响规律，为揭示其产生机理指出新的方向.采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9，24°压缩拐角内激波与转捩边界层干扰下激波的非定常运动特性进行了数值分析.通过在拐角上游平板特定的流向位置添加吹吸扰动激发流动转捩，使得进入拐角的边界层处于转捩初期阶段.在验证了计算程序可靠性的基础上，详细分析了转捩干扰下激波运动的间歇性和振荡特征，着重研究了分离泡展向三维结构对激波振荡特性的影响规律，最后还初步探索了转捩干扰下激波低频振荡产生的物理机制.研究结果表明：分离激波的非定常运动仍存在强间歇性和低频振荡特征，其时间尺度约为上游无干扰区内脉动信号特征尺度的10倍量级；分离泡展向三维结构不会对分离激波的低频振荡特征产生实质影响.依据瞬态脉动流场的低通滤波结果，转捩干扰下激波低频振荡的诱因来源于拐角干扰区下游，与流场中分离泡的收缩/膨胀运动存在一定的关联.

( Tong

Fulin

, Li

Xinliang

, Tang

Zhigong

. Numerical analysis of unsteady motion in shock wave/transitional boundary layer interaction
Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2017,49(1):93-104 (in Chinese))

DOI Magsci

龚安龙, 刘周, 杨云军等. 高超声速激波/边界层干扰流动数值模拟研究
空气动力学学报, 2014(6):767-771

( Gong

Anlong

, Liu

Zhou

, Yang

Yunjun

, et al. Numerical study on hypersonic double-cone separated flow
Acta Aerodynamica Sinica, 2014(6):767-771 (in Chinese))

[9]

唐贵明 . 表面台阶引起的高超声速湍流边界层分离
力学学报, 1994,26(1):113-120

Magsci

介绍了圆柱、方柱和二维台阶前干扰热流分布及油流和液晶热图的实验结果。来流马赫数Ｍ＿１＝５—９，雷诺数Ｒｅ＝（２—５）×１０￣７／ｍ，台阶高度与边界层厚度比ｈ／δ＝０．０６—　２．５．实验发现干扰压力和热流高峰值出现在台阶前０．１５倍台阶高度处的再附点附近，方柱台阶前压力和热流最高峰值不在中心线上，而在两侧角之内０．５倍台阶高度处附近，结果还表明干扰区几何特征参数，如分离距离、热流峰值和谷值点位置，与马赫数、雷诺数和台阶展宽无关，只随台阶高度线性增加。

( Tang

Guiming

. Step induced hypersonic turbulent boundary-layer separation
Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 1994,26(1):113-120 (in Chinese))

Magsci

王保国 . 高超声速双锥体绕流的数值计算与流场分析
科技导报, 2010,28(14):49-55

Magsci

双锥几何外型的高超声速绕流问题涉及激波-激波相互干扰以及激波-边界层相互作用等复杂流动现象，是计算流体力学领域的热点问题，常被作为此类复杂流动的典型算例。本文从守恒型Navier-Stokes方程组出发，考虑了非平衡态气体的振动激发过程，采用高分辨率TVD有限差分格式研究了5种来流马赫数（15.56，10.34，9.59，8.20和8.06），2种气体环境（纯N2和纯O2），以及2种双锥外型（尖头体和钝头体）的气动热力学特性，较详细地给出了上述各种情况下壁面热流密度分布以及气动力系数等重要参数，所得结果与国外相关实验数据吻合较好，初步显示了本文所编程序的有效性。对差分格式精度和典型限制器（minmod、van Leer限制器）进行比较，发现数值计算所得分离区大小受格式耗散性影响很大，其中使用van Leer限制器所得到的分离区大小与实验结果吻合得较好。

( Wang

Baoguo

. Numerical computation and flowfield analysis of hypersonic flow over a double-cone body
Science & Technology Review, 2010,28(14):49-55 (in Chinese))

Magsci

冈敦殿 . 超声速平板突起物及双锥绕流实验研究. [硕士论文]
长沙: 国防科技大学, 2013

( Gang

Dundian

. Experiment study on supersonic flow over protuberances mounted on a flat plate and double-cone geometries. [Master Thesis]
Changsha: National University of Defense Technology, 2013 (in Chinese))

[12]

Druguet

, Candler

, Nompelis

. Comparison of physical models in computations of high-enthalpy double-cone flows
AIAA Paper 2006-3419, 2006

[本文引用: 1]

[13]

Nompelis

, Candler

, Holden

. Effect of vibrational nonequilibrium on hypersonic double-cone experiments
AIAA Journal, 2003,41(11):2162-2169

DOI URL [本文引用: 1]

[14]

Nompelis

, Candler

, Maclean

, et al. Numerical investigation of high enthalpy chemistry on hypersonic double-cone experiments
AIAA Paper 2005-584, 2005

[15]

Nompelis

, Candler

. US3D Predictions of double-cone and hollow cylinder-flare flows at high enthalpy
AIAA Paper 2016-3344, 2016

[本文引用: 1]

[16]

Holden

, Wadhams

, MacLean

, et al. Measure ments of real gas effects on regions of laminar shock wave/boundary layer interaction in hypervelocity flows for 'blind' code validation studies
AIAA Paper 2013-2837, 2013

[本文引用: 1]

[17]

Hao

, Wang

, Lee

. Numerical simulation of high-enthalpy double-cone flows
AIAA Journal, 2017,55(7):1-5

DOI URL [本文引用: 2]

[18]

Kianvashrad

, Knight

. The effect of thermochemistry on prediction of aerothermodynamic loading over a double cone in a laminar hypersonic flow
// AIAA Aerospace Sciences Meeting, AIAA Paper 2018-1812, 2018

[本文引用: 1]

[19]

Kieweg

, Ray

, Weirs

, et al. Validation assessment of hypersonic double-cone flow simulations using uncertainty quantification, sensitivity analysis, and validation metrics
AIAA Paper 2019-2278, 2019

[本文引用: 1]

[20]

Ray

, Kieweg

, Dinzl

et al. Estimation of inflow uncertainties in laminar hypersonic double-cone experiments
AIAA Paper 2019-2279, 2019

[本文引用: 2]

[21]

Wan

, Chen

, Wang

, et al. CFD Simulation of kerosene-fueled supersonic combustion ramjet combustor experiments
// Proceedings of 2010 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology, APISAT 2010: 1156-1159

[本文引用: 1]

[22]

Park

. Review of chemical-kinetic problems of future NASA missions, I: earth entries
Journal of Thermodynamics and Heat Transfer, 1993,7(3):385-398

DOI URL [本文引用: 2]

[23]

Candler

, MacCormack RW. Computation of weakly ionized hypersonic flows in thermochemical nonequilibrium
Journal of Thermodynamics and Heat Transfer, 1991,5(3):266-273

DOI URL [本文引用: 1]

[24]

Wilke

. A viscosity equation for gas mixtures
Journal of Chemical Physics, 1950,18(4):517-519

DOI URL [本文引用: 1]

[25]

Blottner

, Johnson

, Ellis

. Chemically reacting viscous flow program for multi-component gas mixtures
Albuquerque, NM:Sandia Labs, 1971:Report No.TR-SC-RR-70-754

[本文引用: 1]

[26]

Vincenti

, Kruger

. Introduction to Physical Gas Dynamics
NewYork:Wiley, 1965

[本文引用: 1]

[27]

Ramshaw

, Chang

. Friction-weighted self-consistent effective binary diffusion approximation.
Journal of Non-Equilibrium Thermodynamics, 1996,21(3):223-232

[本文引用: 1]

[28]

Gupta

, Yos

, Thompson

, et al. A review of reaction rates and thermodynamic and transport properties for an 11-species air model for chemical and thermal nonequilibrium calculations to 30000K
Washington, United States：NASA Langley Research Center, 1990: Report No. NASA-RP-1232

[本文引用: 1]

[29]

Wright

, Bose

, Palmer

, et al. Recommended collision integrals for transport property computations, part 1: Air species
AIAA Journal, 2005,43(12):2558-2564

DOI URL [本文引用: 1]

[30]

Wright

, Hwang

, Schwenke

. Recommended collision integrals for transport property computations, part 2: Mars and venus entries
AIAA Journal, 2007,45(1):281-288

DOI URL [本文引用: 1]

[31]

Park

. Nonequilibrium hypersonic aerothermodynamics
United States:NASA, 1990: 59-60

[本文引用: 1]

[32]

MacCormack

, Candler

. The solution of the navier-stokes equations using gauss-seidel line relaxation
Computers and Fluids, 1989,17(1):135-150

DOI URL [本文引用: 1]