高超聲速飛行器高溫流場(chǎng)數(shù)值模擬面臨的問(wèn)題

李海燕， 唐志共， 楊彥廣， 石安華， 羅萬(wàn)清

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽(yáng) 621000

高超聲速飛行器高溫流場(chǎng)數(shù)值模擬面臨的問(wèn)題

李海燕*， 唐志共， 楊彥廣， 石安華， 羅萬(wàn)清

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽(yáng) 621000

隨著高超聲速飛行器目標(biāo)光輻射和電磁散射特性研究的發(fā)展和深入，高溫流場(chǎng)特性日益引起人們的關(guān)注。由于高溫流場(chǎng)特性研究中涉及到非常多的復(fù)雜氣動(dòng)現(xiàn)象，如氣動(dòng)加熱、燒蝕、輻射、燃燒、化學(xué)反應(yīng)以及湍流等，因此其數(shù)值模擬面臨著諸多挑戰(zhàn)。這里基于連續(xù)流計(jì)算流體力學(xué)(CFD)技術(shù)和稀薄氣體蒙特卡羅直接仿真(DSMC)方法，從化學(xué)物理模型建模、方法穩(wěn)定性與數(shù)值求解效率出發(fā)，分析了高超聲速飛行器外部繞流、尾跡和發(fā)動(dòng)機(jī)噴焰三方面的流場(chǎng)特性數(shù)值模擬在不同彈道、熱防護(hù)手段和飛行流域環(huán)境下所面臨的問(wèn)題。在此基礎(chǔ)上提出了數(shù)值求解技術(shù)和化學(xué)物理模型建模今后需要發(fā)展的方向，為有效提高高超聲速高溫流場(chǎng)特性數(shù)值模擬效率、增加流場(chǎng)特性預(yù)測(cè)精度提供了指導(dǎo)，從而為研究流場(chǎng)對(duì)高超聲速飛行器目標(biāo)光輻射和電磁散射特性影響提供有效的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

高超聲速飛行器； 高溫； 數(shù)值模擬； 非平衡； 高超聲速流動(dòng)； 尾跡； 噴焰

隨著航空航天技術(shù)的不斷發(fā)展，高超聲速飛行器整個(gè)飛行彈道過(guò)程中的目標(biāo)探測(cè)、識(shí)別和指定(Detection，Discrimination and Designation, D3)研究從未中斷[1]，而且更加深入。其中高超聲速飛行器光學(xué)和雷達(dá)目標(biāo)特性及其規(guī)律研究是D3研究的重點(diǎn)，而高溫流場(chǎng)特性與高超聲速飛行器目標(biāo)特性密切相關(guān)。目前高超聲速飛行器包括天地往返運(yùn)輸飛行器[2]、深空探測(cè)飛行器[3]、彈道導(dǎo)彈和各國(guó)正在大力發(fā)展的臨近空間飛行器，如以美國(guó)獵鷹HTV[4]系列和X-51[5]為代表的演示驗(yàn)證飛行器。

由于激波和黏性作用，高超聲速飛行器周?chē)邷貧怏w會(huì)發(fā)生離解和電離等各種復(fù)雜的化學(xué)反應(yīng)[6-7]，形成高溫等離子體繞流及尾跡，產(chǎn)生強(qiáng)烈的光譜輻射[8-10]，進(jìn)一步影響飛行器的目標(biāo)輻射特性。同時(shí)，高溫繞流和尾跡中存在大量電子，會(huì)改變飛行器的電磁散射特性[11-12]，影響飛行器通信導(dǎo)航信號(hào)的傳輸。在嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱環(huán)境下，當(dāng)采用燒蝕防熱時(shí)，飛行器熱防護(hù)材料也會(huì)與高溫流場(chǎng)相互作用，產(chǎn)生各種復(fù)雜的燒蝕產(chǎn)物[13-14]，影響流場(chǎng)特性。飛行器動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的發(fā)動(dòng)機(jī)噴焰氣體溫度高達(dá)2 000 K以上，同樣會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的光譜輻射[15-16]，在一定燃料配方條件下也會(huì)產(chǎn)生大量電子進(jìn)而影響和改變飛行器的電磁散射特性[17-18]。

對(duì)高超聲速飛行器而言，飛行彈道跨越的流域按照克努森數(shù)(Kn=λ/l即氣體分子平均自由程與流動(dòng)特征長(zhǎng)度的比值)可分為：自由分子流區(qū)(Kn>10.000)、稀薄過(guò)渡流區(qū)(0.100

由于高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)防熱材料表面與高溫流場(chǎng)作用機(jī)理復(fù)雜、各種熱化學(xué)物理過(guò)程時(shí)間尺度差異較大，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒內(nèi)流與外流相互作用強(qiáng)烈，其飛行過(guò)程中產(chǎn)生的各種高溫流場(chǎng)物理現(xiàn)象給飛行器的目標(biāo)特性研究帶來(lái)諸多困難。當(dāng)分析高超聲速飛行器在特定流域和環(huán)境下高溫流場(chǎng)特性的影響時(shí)，上述數(shù)值模擬手段在數(shù)值求解效率、方法適用性和復(fù)雜高溫現(xiàn)象物理建模等單方面或多方面往往難以滿(mǎn)足要求?；诖耍疚尼槍?duì)高超聲速飛行器目標(biāo)繞流場(chǎng)、尾跡和發(fā)動(dòng)機(jī)噴焰羽流三種不同部位流場(chǎng)特性，從數(shù)值求解技術(shù)和物理建模兩方面出發(fā)分析了數(shù)值模擬所面臨的問(wèn)題，探討需要進(jìn)一步努力的方向和目標(biāo)。

1 繞流場(chǎng)數(shù)值模擬問(wèn)題

從低空連續(xù)流區(qū)到高空自由分子流區(qū)，隨著高度的增加，稀薄氣體效應(yīng)對(duì)飛行器流場(chǎng)特性和飛行器本體溫度的影響十分嚴(yán)重，流場(chǎng)的化學(xué)非平衡特點(diǎn)和熱力學(xué)非平衡特點(diǎn)表現(xiàn)得更加明顯。不同飛行器如典型的彈道導(dǎo)彈、載人飛船返回艙和航天飛機(jī)等采用碳基或硅基燒蝕材料以及輻射防熱材料等熱防護(hù)材料與熱防護(hù)原理上不同的防熱手段時(shí)，飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)防熱材料表面與高溫空氣之間的氧化、催化效應(yīng)和燒蝕機(jī)制各不相同。材料表面與高溫空氣之間的氧化[26]、催化效應(yīng)[27]和燒蝕熱解[28-29]過(guò)程又極大地影響著流場(chǎng)特性，進(jìn)而影響流場(chǎng)的光電特性。而關(guān)于高超聲速飛行器防熱材料表面與高溫空氣之間的氧化、催化和燒蝕反應(yīng)動(dòng)力學(xué)機(jī)理[28-29]目前并未完全掌握,即使是純氣體情況下的熱力學(xué)特性、松弛過(guò)程[3,30-31]、輸運(yùn)特性[32-33]和化學(xué)動(dòng)力學(xué)過(guò)程[34-35]等仍然處于深入研究中。

防熱材料對(duì)高溫流場(chǎng)特性的影響，使得流場(chǎng)特性研究問(wèn)題變得復(fù)雜起來(lái)，其復(fù)雜程度遠(yuǎn)高于純空氣情況。以Apollo飛船為例進(jìn)行說(shuō)明，其熱防護(hù)材料用Avocat 5026-39 HC/G碳基材料來(lái)代替?zhèn)鹘y(tǒng)的碳酚醛材料。再入飛行過(guò)程中，隨著飛行器表面熱流率逐漸增加導(dǎo)致其溫度上升，材料內(nèi)部受熱后發(fā)生汽化過(guò)程，在600 K以上開(kāi)始吸熱汽化產(chǎn)生含有C、H、O和N元素的大分子，進(jìn)一步分解成小分子形成熱解過(guò)程，剩余部分的物質(zhì)經(jīng)過(guò)氧化和燒蝕形成空隙，熱解氣體通過(guò)這些空隙進(jìn)入到飛行器外部周?chē)母邷乜諝夥磻?yīng)混合物中。圖1給出了典型碳酚醛和Apollo防熱材料熱解后形成的不同氣體分子質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布[28]。與此同時(shí)高溫空氣還會(huì)進(jìn)一步與材料表面進(jìn)行氧化燒蝕作用，形成除熱解氣體組分之外的其他氣體產(chǎn)物。熱解氣體、表面氧化燒蝕后的產(chǎn)物以及與高溫空氣之間的熱化學(xué)作用導(dǎo)致氣體成分發(fā)生很大變化，與純空氣化學(xué)反應(yīng)的流場(chǎng)組分分布特性存在明顯差異，這些燒蝕熱解流場(chǎng)特性為目標(biāo)特性的評(píng)估帶來(lái)一定影響。而我國(guó)高超聲速飛行器防熱材料燒蝕產(chǎn)物成分構(gòu)成及其在表面燒蝕和內(nèi)部熱解過(guò)程中的形成機(jī)理目前還未看到相關(guān)報(bào)道。

不同學(xué)者曾對(duì)飛船、導(dǎo)彈再入過(guò)程中的高溫流場(chǎng)進(jìn)行了理論計(jì)算和分析，其分析的重要基礎(chǔ)之一是不同的氣體組分熱力學(xué)特性數(shù)據(jù)。在更高溫度條件下，內(nèi)能中的振動(dòng)能、電子能發(fā)生顯著的激發(fā)過(guò)程，這些過(guò)程對(duì)氣體熱力學(xué)特性和熱力學(xué)松弛過(guò)程帶來(lái)明顯影響。如火星大氣飛行器流場(chǎng)溫度達(dá)到20 000 K以上，不同方法獲得的熱力學(xué)特性有較大差異，圖2給出了O2和CN分子在采用不同模型近似條件下得到的定壓比熱cp[31]，并采用普適氣體恒量R(R=8.314 J/(mol·K))進(jìn)行了無(wú)量綱化。可以看到，單單基于電子能級(jí)的貢獻(xiàn)，不同的近似條件得到的結(jié)果偏差顯著。

圖1 防熱材料燒蝕熱解氣體化學(xué)平衡組分[28]

圖2 O2和CN不同電子激發(fā)態(tài)對(duì)比熱貢獻(xiàn)[31](a代表基態(tài)；b代表包含基態(tài)和第一激發(fā)態(tài)；c代表包含基態(tài)到第二激發(fā)態(tài)；d代表包含基態(tài)和所有激發(fā)態(tài))

Fig.2 Contribution of electronically excited states to non-dimensional specific heat as a function of temperature for O2and CN[31](case a refers to the inclusion of ground state; case b refers to the inclusion of ground state and the first excited state; case c refers to the inclusion of the second excited state; case d refers to the inclusion of the ground and all of the excited states)

關(guān)于空氣化學(xué)組分的輸運(yùn)特性，國(guó)外學(xué)者已經(jīng)開(kāi)展了廣泛地研究[32]，相對(duì)于基態(tài)原子和分子的輸運(yùn)碰撞截面相關(guān)數(shù)據(jù)吻合很好，但是面對(duì)有防熱材料燒蝕氣體成分或者面臨深空探測(cè)情況下的新氣體組分時(shí)，相關(guān)數(shù)據(jù)還比較缺乏，需要開(kāi)展相應(yīng)的研究工作。還以火星大氣飛行探測(cè)器為例進(jìn)行說(shuō)明，國(guó)外學(xué)者[33]根據(jù)火星大氣飛行器面臨的高溫環(huán)境(50～50 000 K)和相關(guān)化學(xué)組分，制作了更加精細(xì)的輸運(yùn)特性表，計(jì)算了火星大氣高溫流場(chǎng)化學(xué)反應(yīng)體系下不同單一組分的導(dǎo)熱系數(shù)和擴(kuò)散系數(shù)，并應(yīng)用更高階的Chapman-Enskog方法分析了混合物的輸運(yùn)特性，圖3給出了其研究結(jié)果[33](圖中：λtr為導(dǎo)熱系數(shù)；σ為電導(dǎo)率；p為壓力； 1 atm=101 325 Pa)。當(dāng)分析其他高溫流場(chǎng)化學(xué)反應(yīng)體系下的輸運(yùn)特性時(shí)，同樣需要進(jìn)行深入地研究。

圖3 火星大氣化學(xué)平衡平動(dòng)能導(dǎo)熱系數(shù)和電導(dǎo)率[33]Fig.3 Translational thermal conductivity and electrical conductivity of equilibrium Mars atmosphere[33]

由于面臨的飛行任務(wù)和飛行大氣環(huán)境不同，引起高溫流場(chǎng)中出現(xiàn)的化學(xué)組分也會(huì)有所不同，化學(xué)動(dòng)力學(xué)機(jī)制是主導(dǎo)因素，化學(xué)反應(yīng)模型的研究是高溫流場(chǎng)特性研究中的重要環(huán)節(jié)。同樣以和傳統(tǒng)地球大氣純空氣條件下的再入高溫流場(chǎng)不同的火星大氣飛行為例進(jìn)行說(shuō)明。在主要成分是摩爾分?jǐn)?shù)分別為95.7%CO2、2.7%N2和1.6%Ar的火星大氣環(huán)境下，當(dāng)進(jìn)入大氣的飛行器速度達(dá)到6.5 km/s時(shí)，正激波后的平動(dòng)溫度可達(dá)到30 000 K[34]。就正激波后的熱化學(xué)非平衡流動(dòng)條件而言，試驗(yàn)數(shù)據(jù)與很多理論計(jì)算結(jié)果難以吻合，其中主要原因之一就是人們對(duì)CO2-N2體系下化學(xué)反應(yīng)機(jī)理了解程度沒(méi)有達(dá)到以往面臨的O2-N2體系下化學(xué)反應(yīng)那樣的水平。圖4給出了激波管試驗(yàn)條件下激波后不同化學(xué)組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)的計(jì)算結(jié)果[34]。圖5為相應(yīng)的輻射強(qiáng)度測(cè)量與計(jì)算結(jié)果比較[34]，圖中ueq和pleq分別為激波管末端激波速度與壓力測(cè)量結(jié)果結(jié)合計(jì)算得到的等效反射激波速度和反射激波前的壓力。可以看到不同化學(xué)反應(yīng)模型引起的輻射結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)量值之間存在不同偏差。其中模型PL(Park-Losev)是學(xué)者Park和Losev提出的模型；PLGT(Park-Losev-Gokcen-Tsang)是學(xué)者Gokcen和Tsang在前者基礎(chǔ)上，對(duì)化學(xué)反應(yīng)體系中的部分反應(yīng)速率常數(shù)進(jìn)行了修正，并且增加了反應(yīng)C2+N2→CN+CN的模型；考慮到激波后輻射強(qiáng)度隨時(shí)間衰減特性受C2離解反應(yīng)影響顯著，學(xué)者Lee等又在PLGT模型基礎(chǔ)上， 將反應(yīng)體系中的C2離解反應(yīng)速率常數(shù)增加了4倍(即模型Lee_1)； 為進(jìn)一步分析反應(yīng)體系中C2離解反應(yīng)影響，Lee等又在Lee_1模型基礎(chǔ)上將C2離解反應(yīng)速率放大3倍(即模型Lee_2)。同樣，當(dāng)面對(duì)不同于以往純空氣環(huán)境的其他化學(xué)反應(yīng)體系下的熱化學(xué)非平衡流動(dòng)時(shí)，仍需要開(kāi)展化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)模型建模方面的完善工作。

圖4 基于Park-Losev(PL)化學(xué)反應(yīng)模型激波下游組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)計(jì)算結(jié)果[34]Fig.4 Calculation results of Park-Losev(PL) model downstream of shock[34]

圖5 基于不同化學(xué)反應(yīng)模型計(jì)算結(jié)果與測(cè)量結(jié)果比較[34]Fig.5 Comparison between the measurements and results of different chemical models[34]

從前面的具體舉例和分析中，可以看到高溫流場(chǎng)特性模擬在連續(xù)流化學(xué)物理過(guò)程方面面臨的現(xiàn)象包括：

2)影響光輻射特性的重要組分(如H2O、CO2和CN等)與大氣混合物之間出現(xiàn)化學(xué)作用過(guò)程。

3)表面防熱材料在燒蝕條件下的氧化產(chǎn)物與繞流場(chǎng)之間的相互作用。

為此在連續(xù)流化學(xué)物理模型建模方面，需要研究的問(wèn)題主要有：

1)材料燒蝕熱解產(chǎn)物、微燒蝕產(chǎn)物、氧化產(chǎn)物以及各種大氣反應(yīng)組分的化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型的建模問(wèn)題。

2)材料表面催化過(guò)程和氧化燒蝕熱解過(guò)程的化學(xué)物理模型建模問(wèn)題。

3)不同流場(chǎng)組分的氣體熱力學(xué)特性與輸運(yùn)特性建模問(wèn)題。

4)分子組分的熱力學(xué)松弛過(guò)程建模問(wèn)題。

在高超聲速飛行器復(fù)雜外形的流場(chǎng)特性數(shù)值模擬技術(shù)方面，數(shù)值方法在工程問(wèn)題中的應(yīng)用主要基于求解Navier-Stokes方程的連續(xù)流區(qū)CFD技術(shù)與稀薄氣體DSMC方法。目前在連續(xù)流區(qū)非平衡流動(dòng)數(shù)值模擬方法中，一般采用兩溫度模型和三溫度模型來(lái)模擬熱化學(xué)非平衡效應(yīng),不同學(xué)者和研究機(jī)構(gòu)分別建立了計(jì)算方法[36-38]，研發(fā)了相關(guān)的流場(chǎng)計(jì)算代碼和軟件，其中在國(guó)外著名的軟件有DPLR(Data-Parallel Line Relaxation)[39]、LAURA(Langley Aerothermodynamic Upwind Relaxation Algorithm)[39-40]等。在兩溫度模型中，假設(shè)混合氣體中所有分子的振動(dòng)溫度相同，即采用只有一個(gè)振動(dòng)溫度來(lái)描述所有分子的振動(dòng)能[41-43]，在三溫度模型中除采用同一振動(dòng)溫度來(lái)描述振動(dòng)能之外，還采用電子溫度來(lái)描述電子和電子激發(fā)能[42-43]。要提高非平衡流動(dòng)光輻射特性的預(yù)測(cè)精度，就需要發(fā)展基于不同分子振動(dòng)溫度模型的熱力學(xué)非平衡流動(dòng)數(shù)值模擬方法。目前，國(guó)內(nèi)外在簡(jiǎn)單外形飛行器的繞流計(jì)算方面已經(jīng)初步解決了該問(wèn)題[42,44-45]，并開(kāi)始推廣到復(fù)雜外形飛行器[42]。圖6給出了國(guó)內(nèi)學(xué)者[42]在這方面工作的部分結(jié)果，并與文獻(xiàn)[46]進(jìn)行了比較。由圖可以看到：平動(dòng)溫度T、N2振動(dòng)溫度Tv N2以及電子溫度Te與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

圖6 錐形噴管軸線不同溫度分布[42]Fig.6 Distributions of different temperatures[42]

當(dāng)考慮防熱材料表面燒蝕氧化[28-29,47]、催化效應(yīng)[48]和化學(xué)組分?jǐn)U散，甚至包括表面滑移效應(yīng)[25,49]時(shí)，需要建立起合理的表面相互作用數(shù)學(xué)控制方程及相應(yīng)的邊界條件，并且尋求高效的耦合求解技術(shù)[50-51]?；诟叱曀贇鈩?dòng)加熱、材料燒蝕熱響應(yīng)和高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流動(dòng)的復(fù)雜性，以及它們之間的復(fù)雜強(qiáng)烈耦合機(jī)制，使得計(jì)算方法的穩(wěn)定性面臨嚴(yán)峻考驗(yàn)。這方面的物理模型建模和理論計(jì)算方法正在不斷發(fā)展和完善當(dāng)中，圖7為國(guó)外學(xué)者針對(duì)伽利略號(hào)木星探測(cè)器高溫非

圖7 伽利略號(hào)木星探測(cè)器51.16 s(峰值熱流)質(zhì)量損失速率、C原子質(zhì)量分?jǐn)?shù)、對(duì)流傳熱和輻射傳熱薄膜近似法(線)和數(shù)值迭代法結(jié)果比較(鉆石符號(hào))[51]Fig.7 Mass loss rate, atomic Carbon mass fraction, convective heating and radiative heating at 51.16 s (peak heating) for the Galileo probe simulation[51](line represents the use of film coefficient approximation; diamond symbol represents the use of new boundary condition relaxation algorithm)

平衡氣動(dòng)熱峰值熱流時(shí)刻開(kāi)展的氣動(dòng)加熱、防熱材料燒蝕和高溫流場(chǎng)耦合計(jì)算結(jié)果(圖中：qrad為輻射傳熱率；qconv為對(duì)流傳熱率；m為質(zhì)量損失率；cC為C原子質(zhì)量分?jǐn)?shù))，并和傳統(tǒng)的工程方法進(jìn)行了對(duì)比[51]，證明了方法的可靠性。圖8展示了頭部氣態(tài)燒蝕組分的云圖和影響[51](cH+為H+質(zhì)量分?jǐn)?shù))。

圖8 伽利略號(hào)木星探測(cè)器飛行器頭部燒蝕組分C和H+質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖[51]Fig.8 Contours of atomic Carbon and ionized atomic hydrogen for Galileo [51]

在高空稀薄流DSMC方法方面，為模擬復(fù)雜的化學(xué)非平衡效應(yīng)[52-53],不同學(xué)者分別提出和應(yīng)用了TCE(Total Collision Energy)模型[54-55]、VFD(Vibrationally-Favored Dissociation)模型[56]、GCE(Generalized Collision Energy)模型[57]和Q-K(Quantum-Kinetic)模型[58]等，并建立起了相應(yīng)的飛行器表面與氣體相互作用模型[59]，目前正處于飛速發(fā)展和完善階段。但是這些模型的計(jì)算效率隨著飛行高度降低而大大降低，很難滿(mǎn)足當(dāng)前飛行高度降低時(shí)的目標(biāo)光電特性研究需求，而且在考慮高溫化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)松弛現(xiàn)象的分子碰撞模型建模方面[60-61],如化學(xué)反應(yīng)截面、振動(dòng)離解耦合和電離等，相關(guān)基礎(chǔ)數(shù)據(jù)和試驗(yàn)參數(shù)都是基于連續(xù)流的測(cè)量結(jié)果。在連續(xù)流假設(shè)失效的流域高溫非平衡條件下的上述相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)較為缺乏，理論分析手段可以彌補(bǔ)試驗(yàn)手段的不足[62-64]，因此在基于微觀分子動(dòng)力學(xué)理論分析方法的碰撞建模方面正在進(jìn)一步完善。

以目前DSMC方法所采用的反應(yīng)截面參數(shù)為例進(jìn)行說(shuō)明，不少學(xué)者在發(fā)展適用于高溫和非平衡(分布函數(shù)不是Maxwell-Boltzmann分布)條件的化學(xué)反應(yīng)截面模型以及化學(xué)動(dòng)力學(xué)參數(shù)方面正在進(jìn)行著努力。其中，Liechty[65]在高溫非平衡環(huán)境下的電子能級(jí)躍遷和原子電離反應(yīng)方面，將基于微觀分子數(shù)據(jù)的PBM(Particle-Based chemistry Model)模型進(jìn)行了推廣和應(yīng)用，而沒(méi)有采用基于連續(xù)流平衡假設(shè)下的宏觀化學(xué)反應(yīng)速率常數(shù)(即化學(xué)反應(yīng)速率系數(shù)前面的常數(shù)因子)，圖9為相應(yīng)結(jié)果(微觀分子化學(xué)動(dòng)力學(xué)和宏觀化學(xué)動(dòng)力學(xué)速率常數(shù)間存在著一定單位轉(zhuǎn)換關(guān)系，即：1 m3/(molecule·s)=6.002 52×1023m3/(mol·s))，并且和其他學(xué)者的結(jié)果進(jìn)行了比較。在高度非平衡流區(qū)域，離解反應(yīng)和振動(dòng)松弛過(guò)程耦合作用顯著。為了考慮振動(dòng)非平衡對(duì)化學(xué)反應(yīng)帶來(lái)的影響，Boyd等曾提出VFD模型和GCE模型，這些模型應(yīng)用于DSMC方法中的反應(yīng)截面時(shí)，相關(guān)參數(shù)的確定是通過(guò)和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較來(lái)獲得的，而高空稀薄情況下溫度可達(dá)到10 000 K以上，當(dāng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)不足時(shí)，此方法存在局限性。因此很多學(xué)者通過(guò)QCT(Quasi-Classical Trajectory)方法來(lái)構(gòu)造不同反應(yīng)的DSMC化學(xué)模型數(shù)據(jù)庫(kù)。圖10給出了采用QCT方法與GCE模型反應(yīng)截面σr的對(duì)比[66]，可以看到:在振動(dòng)能級(jí)v=0，7，13條件下，GCE方法相比TCE模型有較大改善。圖11為Bird采用基于量子力學(xué)的方法獲得的化學(xué)反應(yīng)速率常數(shù)[58]，和相關(guān)學(xué)者結(jié)果進(jìn)行比較時(shí)，得到了滿(mǎn)意的結(jié)果，此方法在自由分子流區(qū)和稀薄過(guò)渡流區(qū)高溫非平衡環(huán)境下的DSMC方法中具有廣闊的應(yīng)用前景。

圖9 N原子電子碰撞電離反應(yīng)速率常數(shù)[65]Fig.9 Electron impact ionization rate constant for N[65]

圖10 N2在轉(zhuǎn)動(dòng)能級(jí)J=64下反應(yīng)生成NO時(shí)DSMC模型化學(xué)反應(yīng)截面與基于QCT數(shù)據(jù)模型的比較[66]

圖11 離解反應(yīng)N2+N→N+N+N2和置換反應(yīng)N2+O?NO+N正向速率常數(shù)[58]

在稀薄過(guò)渡流區(qū)和滑移流區(qū)，基于連續(xù)流假設(shè)的高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流CFD數(shù)值模擬方法具有較大的局限性。盡管從原理上說(shuō)，DSMC方法可以應(yīng)用到任何稀薄氣體的流動(dòng)模擬，但巨大計(jì)算花費(fèi)使DSMC方法無(wú)法應(yīng)用到小克努森數(shù)繞流問(wèn)題[67-69]。如何既提高此流域計(jì)算效率、又提高模擬精度是解決稀薄過(guò)渡流區(qū)和滑移流區(qū)流場(chǎng)數(shù)值模擬的關(guān)鍵。從連續(xù)流CFD模擬角度而言，基于滑移邊界效應(yīng)修正來(lái)數(shù)值求解Navier-Stokes方程，在一定程度上推廣了連續(xù)流CFD方法在稀薄過(guò)渡流區(qū)和滑移流區(qū)的應(yīng)用[49]，但仍然需要對(duì)該類(lèi)方法進(jìn)行考核與驗(yàn)證。在多組分和熱力學(xué)非平衡情況下，跨越壁面附近克努森層的不同物理參數(shù)的修正，以及與高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流場(chǎng)的耦合求解技術(shù)，仍需要發(fā)展與探索[70]。在過(guò)渡流區(qū)目前盡管發(fā)展了CFD/DSMC數(shù)值計(jì)算方法[68-69,71]，并初步發(fā)展了連續(xù)流CFD方法失效判斷準(zhǔn)則應(yīng)用技術(shù)以及區(qū)域界面的選取技術(shù)[72]，但主要是基于完全氣體或無(wú)反應(yīng)流動(dòng)的模擬，當(dāng)推廣到高溫化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)時(shí)，物理模型更加復(fù)雜，在方法驗(yàn)證與完善方面仍需要時(shí)間。圖12給出了本文采用CFD/DSMC方法耦合方面的初步計(jì)算結(jié)果，可以看到CFD模擬區(qū)域和DSMC模擬區(qū)域之間流場(chǎng)參數(shù)分布很連續(xù)。

圖12 CFD/DSMC耦合算法分區(qū)和流場(chǎng)壓力等值線Fig.12 CFD/DSMC regions and pressure contours in flow field around a sphere

從前面舉例和分析中，可以看到高溫流場(chǎng)特性模擬在DSMC方法化學(xué)物理模型建模方面，除了與連續(xù)流材料表面催化過(guò)程和氧化燒蝕過(guò)程的飛行器表面與氣體相互作用建模問(wèn)題外，仍需要解決的問(wèn)題是：考慮高溫化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)松弛現(xiàn)象的分子碰撞模型建模。在高超聲速飛行器復(fù)雜外形的流場(chǎng)特性數(shù)值模擬技術(shù)方面，需要研究的問(wèn)題主要有：

1)不同氣體成分條件下復(fù)雜外形飛行器多溫度模型熱化學(xué)非平衡流CFD方法。

2)表面催化、氧化燒蝕、熱解及多組分表面滑移效應(yīng)條件下氣面相互作用過(guò)程與流場(chǎng)耦合求解技術(shù)。

3)稀薄過(guò)渡流區(qū)域高溫非平衡DSMC方法與CFD方法耦合求解技術(shù)。

2 尾跡流場(chǎng)數(shù)值模擬問(wèn)題

尾跡區(qū)域流場(chǎng)特性化學(xué)物理模型建模與繞流場(chǎng)特性數(shù)值模擬研究方法是相同的，這里不再贅述。尾跡區(qū)域不但存在著近尾跡區(qū)底部復(fù)雜漩渦結(jié)構(gòu)、流動(dòng)分離和湍流脈動(dòng)現(xiàn)象，而且存在著遠(yuǎn)尾跡區(qū)的高超聲速流動(dòng)現(xiàn)象。在高空尾跡區(qū)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和特性模擬主要是基于DSMC方法[73]和層流Navier-Stokes方程[13,74]。在低空區(qū)域湍流效應(yīng)對(duì)尾跡區(qū)域的流態(tài)影響很重要。在數(shù)值求解技術(shù)方面，基于時(shí)間相關(guān)方法(Time Iteration)的Navier-Stokes方程求解技術(shù)模擬底部復(fù)雜漩渦結(jié)構(gòu)和流動(dòng)分離現(xiàn)象時(shí)很有效，但是對(duì)于很長(zhǎng)的遠(yuǎn)尾跡區(qū)域的高超聲速流動(dòng)而言，效率不高。采用基于拋物化Navier-Stokes(PNS)方程的空間推進(jìn)求解(Space Marching)技術(shù)[75-77]在遠(yuǎn)尾跡區(qū)域的高超聲速流動(dòng)模擬方面有非常高的計(jì)算效率。目前我國(guó)學(xué)者在時(shí)間和空間推進(jìn)方法相結(jié)合方面, 分別針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴焰[18]和吸氣式高超聲速飛行器繞流模擬[78]，開(kāi)展了初步的工作。前者空間推進(jìn)時(shí)獲得了噴焰遠(yuǎn)場(chǎng)電子數(shù)密度，所用方程是軸對(duì)稱(chēng)PNS方程，難以應(yīng)用于復(fù)雜外形飛行器尾跡研究；后者空間推進(jìn)時(shí)，采用了偽時(shí)間迭代方法，即在每個(gè)空間推進(jìn)面上迭代求解非定常的PNS方程,目前在飛行器尾跡流場(chǎng)特性研究中還未見(jiàn)到其推廣和應(yīng)用。圖13給出了典型吸氣式高超聲速飛行器外部、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道、燃燒室、噴管內(nèi)部以飛行器底部不同部位流場(chǎng)時(shí)間和空間推進(jìn)求解方法類(lèi)型與流動(dòng)結(jié)果[78]，實(shí)現(xiàn)了不同部位流場(chǎng)時(shí)間推進(jìn)和空間推進(jìn)方法的結(jié)合。

圖13 典型吸氣式高超聲速飛行器流場(chǎng)空間推進(jìn)和時(shí)間迭代結(jié)合方法與CO2結(jié)果[78]Fig.13 Results of CO2 distribution and combined simulation method of space marching and time iteration for the flowfield of a typical airbreathing hypersonic vehicle [78]

湍流效應(yīng)會(huì)顯著影響尾跡區(qū)的流態(tài)，進(jìn)而影響尾跡區(qū)的流場(chǎng)特性。高超聲速飛行器繞流流動(dòng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，化學(xué)反應(yīng)與湍流的耦合效應(yīng)增加了流場(chǎng)模擬的難度，現(xiàn)有的流場(chǎng)模擬方法還不能較好地模擬高超聲速湍流流動(dòng)情況，而不同的湍流流場(chǎng)對(duì)光電特性的影響十分明顯[79]。如何正確模擬存在復(fù)雜化學(xué)反應(yīng)的湍流流場(chǎng)還需要開(kāi)展大量的研究工作。關(guān)于湍流反應(yīng)流模擬數(shù)值方法大體上分為3類(lèi)[80]：其一是直接數(shù)值模擬(Direct Numerical Simulation, DNS)[81]，包括大渦模擬(Large Eddy Simulation， LES)[81]，在工程應(yīng)用中尚處于起始階段；其二是模式理論，如k-ε兩方程和雷諾應(yīng)力模式等，解決了大量的工程問(wèn)題；其三是概率密度函數(shù)(Probability Density Function，PDF)方法，該方法對(duì)湍流輸運(yùn)有關(guān)的項(xiàng)以封閉形式出現(xiàn)，可以精確計(jì)算而不需要進(jìn)行模式化處理。第1種數(shù)值計(jì)算方法對(duì)于計(jì)算速度和存儲(chǔ)空間的要求遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于第2種方法。對(duì)于第2種方法而言，為了封閉平均方程，引入Boussinesq渦黏性假設(shè)，并由此假設(shè)得到湍流模型?，F(xiàn)有的湍流封閉模式，種類(lèi)繁多，適應(yīng)性和復(fù)雜程度各不相同，其共同點(diǎn)是都包含一定程度的經(jīng)驗(yàn)性假設(shè)。到目前為止，湍流模型本身已相當(dāng)豐富，但確定哪個(gè)模型最好并不容易。對(duì)比研究表明，目前還不存在對(duì)各種流動(dòng)情況都十分有效的模型，甚至還不能絕對(duì)地說(shuō)現(xiàn)有的哪種模型總是優(yōu)于其他模型[82]。湍流和高溫化學(xué)反應(yīng)相互作用的研究及其對(duì)流場(chǎng)的影響至今仍然處于探索階段。概率密度函數(shù)方法[80,83-84]所要求解的是速度和化學(xué)熱力學(xué)參數(shù)的聯(lián)合概率密度函數(shù)的輸運(yùn)方程，相比統(tǒng)計(jì)矩方法可以提供更多的信息。雖然該方法是解決湍流有限化學(xué)反應(yīng)速率最合適最理想的方法,但該方法求解的復(fù)雜性和計(jì)算量之大給其在工程中的廣泛應(yīng)用帶來(lái)很大困難，并且該方法主要針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒流動(dòng)，目前還未見(jiàn)到其在高超聲速飛行器再入物理尾跡流動(dòng)中的推廣和應(yīng)用。當(dāng)采用兩方程湍流模型模擬湍流效應(yīng)時(shí)，其與流場(chǎng)平均Navier-Stokes方程的耦合求解存在著由于湍流源項(xiàng)引起的剛性問(wèn)題[85]，如何合理而又高效地處理需要進(jìn)一步研究。

通過(guò)本節(jié)分析表明，關(guān)于高超聲速飛行器高溫流場(chǎng)尾跡數(shù)值模擬技術(shù)方面存在的問(wèn)題主要有：

1)尾跡區(qū)近場(chǎng)時(shí)間相關(guān)方法的Navier-Stokes方程求解與遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)基于PNS方程的空間推進(jìn)求解耦合技術(shù)。

2)湍流和高溫化學(xué)反應(yīng)相互作用耦合求解技術(shù)。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)噴焰數(shù)值模擬問(wèn)題

高超聲速飛行器由于發(fā)動(dòng)機(jī)噴出推進(jìn)劑燃燒后形成的尾噴焰目標(biāo)也是光、電探測(cè)的重點(diǎn)。發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴焰是推進(jìn)劑燃燒后生成的高溫、高速氣體在尾噴管后形成的復(fù)雜湍流，具有復(fù)雜的波系結(jié)構(gòu)，在尾噴焰內(nèi)射流和外射流之間還有邊界層，內(nèi)射流是燃料燃燒所生成的高溫、高速化學(xué)反應(yīng)生成物，外射流是低溫、低速的混合物氣體，在尾噴焰的后方還可能存在有大量不同復(fù)雜結(jié)構(gòu)的煙云。當(dāng)飛行狀態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)類(lèi)型和推進(jìn)劑種類(lèi)不同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴焰會(huì)表現(xiàn)出不同的尺寸與流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

對(duì)于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)而言，大多數(shù)固體推進(jìn)劑尾噴焰的穩(wěn)定氣相產(chǎn)物主要包括H2O、H2、CO2、CO、HCl和NO等,以及其他各種產(chǎn)物和堿金屬雜質(zhì)及電離產(chǎn)物[86-87]。在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴焰中，凝聚相粒子等是熱輻射體[88]，能輻射連續(xù)的紅外光譜。國(guó)外通過(guò)試驗(yàn)研究表明：凝聚相粒子光學(xué)常數(shù)、形態(tài)和尺寸分布等特性都會(huì)直接或間接地影響到尾噴焰的輻射信號(hào)[89],因此需要就凝聚相顆粒物理和幾何特性的變化過(guò)程開(kāi)展計(jì)算方法研究。目前，國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開(kāi)展了一定程度的研究[90-92]，圖14為相應(yīng)的結(jié)果(dox為氧化劑凝聚相顆粒直徑)。對(duì)于吸氣式超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而言，碳?xì)淙剂系幕瘜W(xué)動(dòng)力學(xué)模型往往比較復(fù)雜[93]，特別是煤油燃料，其詳細(xì)的化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型包含幾百種組分、上千個(gè)基元反應(yīng)。由于受到計(jì)算速度以及內(nèi)存的限制，如此龐大的化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型不可能直接應(yīng)用于三維的流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算中去。如何合理考慮影響噴焰光電特性的主要化學(xué)組分，又能夠?yàn)閷?shí)際計(jì)算條件所能接受的化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)模型，需要進(jìn)行深入研究。國(guó)內(nèi)學(xué)者[93]結(jié)合燃料燃燒特性在化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型的簡(jiǎn)化方面開(kāi)展了大量工作，圖15為部分結(jié)果[93]。但是如何既滿(mǎn)足捕捉對(duì)光輻射有重要影響的化學(xué)組分，又能夠反應(yīng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的化學(xué)模型簡(jiǎn)化研究工作，國(guó)內(nèi)還未見(jiàn)到相關(guān)報(bào)道。因此在尾噴焰化學(xué)物理模型方面，需要發(fā)展與我國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)噴焰流場(chǎng)特性數(shù)值模擬相適應(yīng)的建模手段。目前，推進(jìn)劑燃燒化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型化學(xué)反應(yīng)速率常數(shù)通常采用國(guó)外研究成果，對(duì)無(wú)法獲得的速率常數(shù)將采用相關(guān)理論建模,發(fā)展和完善我國(guó)自己的化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型數(shù)據(jù)。

圖14 不同凝聚相顆粒尺寸下作為壓力函數(shù)的退化速率[91]Fig.14 Fuel regression rate as a function of pressure for different droplet sizes [91]

圖15 甲烷詳細(xì)反應(yīng)模型和簡(jiǎn)化模型溫度時(shí)間歷程比較[93]Fig.15 Comparison of temperature variation processes for detailed chemical kinetic model and simplified model [93]

通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴焰數(shù)值模擬問(wèn)題的回顧和分析，可以知道在數(shù)值求解技術(shù)方面同樣面臨前述CFD方法和DSMC方法所遇到的求解技術(shù)問(wèn)題。另外，關(guān)于噴焰流場(chǎng)特性物理建模方面的問(wèn)題還包括：

1)噴焰中燃料氣相產(chǎn)物化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型建模及簡(jiǎn)化。

2)凝聚相顆粒光學(xué)常數(shù)、形態(tài)、尺寸及其熱物性參數(shù)研究。

4 流場(chǎng)特性數(shù)值模擬問(wèn)題的目標(biāo)與方向

根據(jù)前述的流場(chǎng)特性數(shù)值模擬問(wèn)題，這里就化學(xué)物理模型建模與數(shù)值求解技術(shù)，探討今后需要努力的目標(biāo)與方向?；瘜W(xué)物理模型建模方面的問(wèn)題，包括以下4類(lèi)：

1)化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型建模。①高溫繞流中空氣組分、防熱材料燒蝕及熱解產(chǎn)物的化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型建模；②超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)碳?xì)淙剂先紵磻?yīng)化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型建模；③固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)主要燃料配方條件下的燃燒產(chǎn)物化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型建模。

2)高溫氣體的熱力學(xué)模型建模。①高溫氣體反應(yīng)產(chǎn)物的分子振動(dòng)能松弛過(guò)程建模；②燃料燃燒產(chǎn)物的熱力學(xué)模型；③不同氣態(tài)燒蝕產(chǎn)物與空氣反應(yīng)產(chǎn)物的熱力學(xué)函數(shù)模型。

3)繞流、尾跡流場(chǎng)與噴焰流場(chǎng)中各種反應(yīng)組分的輸運(yùn)特性模型建模。①高溫反應(yīng)混合物的質(zhì)量輸運(yùn)特性建模；②高溫反應(yīng)混合物的動(dòng)量輸運(yùn)特性建模；③高溫反應(yīng)混合物的能量輸運(yùn)特性建模。

4)噴焰凝聚相顆粒光學(xué)常數(shù)、形態(tài)、幾何特性及其熱物性參數(shù)建模。

數(shù)值求解技術(shù)方面的問(wèn)題，包括以下4類(lèi)：

1)高溫非平衡流CFD/DSMC耦合數(shù)值求解技術(shù)研究。

2)尾跡及噴焰近場(chǎng)時(shí)間推進(jìn)與遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)域空間推進(jìn)相結(jié)合的數(shù)值求解技術(shù)研究。

3)湍流與化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)的耦合求解技術(shù)研究。

4)考慮防熱材料邊界催化、氧化燒蝕及熱解等氣面相互作用與熱化學(xué)非平衡流場(chǎng)耦合求解技術(shù)研究。

5 結(jié)束語(yǔ)

由于高超聲速高溫流場(chǎng)特性對(duì)大氣層內(nèi)飛行器的光學(xué)和雷達(dá)目標(biāo)特性有重要影響，使得其在很多情況下成為目標(biāo)特性研究的基礎(chǔ)。就連續(xù)流CFD方法而言，目前地球大氣純空氣環(huán)境下的飛行器流場(chǎng)特性物理模型已經(jīng)成熟；同時(shí)，稀薄氣體熱化學(xué)非平衡DSMC方法在空氣離解和電離等化學(xué)反應(yīng)特性建模方面正逐漸完善。對(duì)于連續(xù)流區(qū)、自由分子流區(qū)和部分稀薄過(guò)渡流區(qū)而言，飛行器繞流流場(chǎng)特性數(shù)值求解效率已經(jīng)滿(mǎn)足工程問(wèn)題需要。

雖然研究高超聲速流動(dòng)的其他各類(lèi)方法[94-96]在模擬飛行器高超聲速流場(chǎng)特性方面顯示出強(qiáng)大的生命力，但由于高溫流動(dòng)現(xiàn)象復(fù)雜，高溫流場(chǎng)特性研究涉及到多種學(xué)科，所以傳統(tǒng)的連續(xù)流CFD方法和稀薄氣體DSMC方法在未來(lái)相當(dāng)長(zhǎng)的時(shí)間內(nèi)仍然是解決問(wèn)題的主要工具。近些年來(lái)，隨著各類(lèi)飛行器飛行彈道特點(diǎn)和熱防護(hù)手段的發(fā)展以及目標(biāo)探測(cè)問(wèn)題研究的日益深入和迫切需要，上述傳統(tǒng)方法在物理建模、適用性和數(shù)值求解效率方面仍然面臨著諸多考驗(yàn)，還需要開(kāi)展大量艱苦的工作，主要集中在以下幾個(gè)方面：

1)材料氧化燒蝕熱解與燃料燃燒產(chǎn)物在熱力學(xué)特性、輸運(yùn)特性和化學(xué)動(dòng)力學(xué)特性方面與純空氣有很大不同，同時(shí)增加了噴焰甚至是燒蝕產(chǎn)物凝聚相顆粒幾何物理特性的影響。因此需要在基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)和理論分析的化學(xué)物理建模方面開(kāi)展更多相關(guān)研究。

2)稀薄氣體DSMC方法框架內(nèi)高溫非平衡條件下的化學(xué)動(dòng)力學(xué)和熱力學(xué)松弛現(xiàn)象相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)較為缺乏，為彌補(bǔ)試驗(yàn)手段的不足，需要在基于微觀分子動(dòng)力學(xué)理論分析方法的碰撞建模方面進(jìn)行更多研究。

3)針對(duì)稀薄過(guò)渡流區(qū)高溫流場(chǎng)特性而言，單純的CFD方法和DSMC方法都難以解決問(wèn)題，前者面臨著連續(xù)流假設(shè)失效問(wèn)題，后者面臨著巨量仿真分子計(jì)算所涉及到的效率和硬件資源問(wèn)題。兩種方法的耦合在完全氣體流動(dòng)方面取得了很大進(jìn)步，但向熱化學(xué)非平衡流動(dòng)方向發(fā)展時(shí)，仍需要進(jìn)一步努力。

4)尾跡和噴焰流動(dòng)在目標(biāo)光電特性研究方面要求獲得比飛行器本身長(zhǎng)數(shù)百倍甚至上千倍距離的流場(chǎng)特性?；贜avier-Stokes方程的時(shí)間推進(jìn)方法在效率上難以接受，而基于PNS方程的空間推進(jìn)方法在與尾跡和噴焰近場(chǎng)區(qū)的Navier-Stokes方程時(shí)間推進(jìn)方法相耦合時(shí)，還需要進(jìn)一步完善。

5)考慮不同流域飛行器表面與高溫流場(chǎng)相互作用時(shí)，由于表面催化、氧化燒蝕甚至熱解等現(xiàn)象導(dǎo)致飛行器熱防護(hù)材料表面化學(xué)物理過(guò)程和高溫流場(chǎng)之間存在強(qiáng)烈的耦合。為保證數(shù)值求解過(guò)程的穩(wěn)定性，需要對(duì)表面化學(xué)物理過(guò)程與飛行器周?chē)鷼怏w流場(chǎng)特性的耦合求解技術(shù)進(jìn)行更深入研究。

6)高溫化學(xué)反應(yīng)和湍流的相互作用過(guò)程及其對(duì)流場(chǎng)的影響至今仍然處于探索階段。盡管在燃料燃燒研究領(lǐng)域內(nèi)對(duì)此發(fā)展了多種不同的模型和分析方法，但在湍流尾跡和噴焰方面的相關(guān)拓展研究工作需要進(jìn)一步展開(kāi)。

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Tel: 0816-2465229

E-mail: lililhy@163.com; lililhy@sina.com

唐志共 男， 研究員， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向：高超聲速實(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)。

Tel: 0816-2466011

E-mail: tangzhigong@sina.com

楊彥廣 男， 研究員， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向：高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)。

Tel: 0816-2465011

E-mail: yyguang@163.com

石安華 男， 碩士， 研究員。主要研究方向：超聲速飛行器目標(biāo)特性研究。

Tel: 0816-2465484

E-mail: shianhua@tom.com

羅萬(wàn)清 男，碩士，工程師。主要研究方向：高超聲速氣動(dòng)熱力學(xué)。

Tel: 0816-2465229

E-mail: wtsluo@163.com

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0235.html

*Corresponding author. Tel.： 0816-2465229 E-mail: lililhy@163.com

Problems of numerical simulation of high-temperature gas flow fields for hypersonic vehicles

LI Haiyan*, TANG Zhigong, YANG Yanguang, SHI Anhua, LUO Wanqing

ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

With the development of research on optical radiative characteristics and electromagnetic scattering of hypersonic vehicle, more and more attention has been paid to the properties of high-temperature gas flow fields. A large amount of aerodynamic phenomena are involved in the study of the properties of high-temperature gas flow fields such as aeroheating, ablation, radiation, combustion, chemical reaction, turbulence, etc., which makes the numerical simulation approach face all kinds of challenges. Based on the computational fluid dynamic (CFD) and direct simulation Monte-Carlo (DSMC) methods, the problems associated with chemical and physical model, method stability and computational efficiency are considered when solving external flow, wake and engine exhaust plume for general hypersonic vehicles at different trajectories, thermal protection and flow regime conditions. The corresponding future research areas are proposed involving numerical technique and chemical and physical model, which will effectively improve numerical effects and increase predicting precision. As a result, the available basic data needed for investigating the influence of flow properties on optical radiative characteristics and electromagnetic scattering of hypersonic vehicle can be supplied.

hypersonic vehicle; high-temperature; numerical simulation; nonequilibrium; hypersonic flow; wake; exhaust plume

2014-08-28； Revised： 2014-09-12； Accepted： 2014-10-17； Published online： 2014-10-20 09:29

2014-08-28; 退修日期： 2014-09-12; 錄用日期： 2014-10-17; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2014-10-20 09：29

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0235.html

Li H Y, Tang Z G, Yang Y G, et al. Problems of numerical simulation of high-temperature gas flow fields for hypersonic vehicles [J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 176-191. 李海燕， 唐志共， 楊彥廣， 等． 高超聲速飛行器高溫流場(chǎng)數(shù)值模擬面臨的問(wèn)題[J]．航空學(xué)報(bào), 2015, 36(1): 176-191.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0235

V211.3； V231.1+1

A

1000-6893(2015)01-0176-16

李海燕 男， 博士， 副研究員。主要研究方向：高超聲速飛行器高溫真實(shí)氣體效應(yīng)。

*通訊作者.Tel.： 0816-2465229 E-mail: lililhy@163.com