基于數(shù)值模擬計(jì)算的返回艙再入黑障特性分析

張勇強(qiáng)，張 燁，魏永輝，李金逵，孫玉柱

(解放軍63788部隊(duì)， 陜西 渭南 714000)

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·仿真技術(shù)·

基于數(shù)值模擬計(jì)算的返回艙再入黑障特性分析

張勇強(qiáng)，張 燁，魏永輝，李金逵，孫玉柱

(解放軍63788部隊(duì)， 陜西 渭南 714000)

為了研究返回艙再入黑障區(qū)等離子鞘套的特性，利用FASTRAN軟件對(duì)返回艙再入黑障段進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算，獲得了返回艙周圍流場(chǎng)和氣體電離等參數(shù)的分布特性。結(jié)果表明：返回艙再入段由于進(jìn)行高超聲速飛行，氣體的壓縮形成強(qiáng)的弓體激波，激波層內(nèi)氣體壓強(qiáng)增大，溫度升高，氣體發(fā)生電離，產(chǎn)生NO+離子和電子等帶電體，形成了包覆在返回艙周圍的等離子鞘套。通過分析不同返回艙的計(jì)算數(shù)據(jù)，得出返回艙激波層后氣體溫度的變化與初始速度相關(guān)，壓強(qiáng)的變化與初始速度和初始?jí)簭?qiáng)相關(guān)；激波層后氣體離解的程度與振動(dòng)溫度相關(guān)，N2較O2發(fā)生離解的振動(dòng)溫度高；影響等離子鞘套的主要參數(shù)是平動(dòng)溫度和電子數(shù)密度，其大小和分布在不同返回艙的相同歸一化距離下基本一致。

返回艙；黑障；流場(chǎng)；電離；等離子鞘套

0 引 言

返回艙在再入返回段經(jīng)過80 km～40 km高度時(shí)，做高超聲速飛行，在返回艙的前端形成強(qiáng)的弓形脫體激波，由于激波的壓縮和空氣的粘著作用，使得大量動(dòng)能轉(zhuǎn)換為熱能。當(dāng)飛行速度達(dá)到一定值時(shí)，高溫效應(yīng)足以引起氣體分子的離解甚至電離，在返回艙周圍形成一定厚度的氣體包覆體，稱為等離子鞘套[1]。等離子鞘套會(huì)吸收和散射電磁波，使傳輸信號(hào)衰減或反射，給返回器測(cè)控信號(hào)的傳輸帶來嚴(yán)重影響甚至中斷，導(dǎo)致所謂的黑障效應(yīng)[2]。國(guó)內(nèi)外在此方面也有了相關(guān)的研究，周偉江等[3]利用有限差分法成功模擬了大倒錐角Apollo返回艙三維高超聲速繞流及近尾跡流場(chǎng)，得到了較細(xì)致的返回艙周圍流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，Ghislain Tchuen等[4]通過求解軸對(duì)稱的納維-斯托克斯方程對(duì)SARA飛行器進(jìn)行了熱化學(xué)非平衡反應(yīng)的數(shù)值研究，指出了由熱化學(xué)非平衡效應(yīng)對(duì)流場(chǎng)參數(shù)的影響。為了研究返回艙再入黑障區(qū)的流場(chǎng)和等離子鞘套的特性，本文利用FASTRAN軟件對(duì)兩種不同返回艙再入黑障飛行段進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算，得出了兩種不同返回艙周圍流場(chǎng)和氣體電離等參數(shù)的分布特性，分析了不同返回艙周圍等離子鞘套特性，為后續(xù)研究電磁波在黑障區(qū)內(nèi)的傳輸特性以及等離子鞘套對(duì)雷達(dá)的有效散射面積提供了基礎(chǔ)。

1 高超聲速計(jì)算模型

高超聲速返回器再入速度快，氣體參數(shù)變化復(fù)雜，為了對(duì)其進(jìn)行數(shù)值模擬，計(jì)算模型主要從理論模型、氣體模型和化學(xué)反應(yīng)模型三個(gè)方面進(jìn)行相關(guān)分析。

1.1 理論模型

返回艙再入流場(chǎng)計(jì)算的理論模型主要基于質(zhì)量方程、動(dòng)量方程和能量方程的建立。

1)質(zhì)量方程

(1)

式中：ρ=ρ(x,t)表示t時(shí)刻空間位置x處流體的密度；V=V(x,t)表示t時(shí)刻空間位置x處流體的速度矢量。對(duì)于有化學(xué)反應(yīng)參與的方程，每一組分的質(zhì)量守恒方程為

(2)

式中:Jsj為組分在j方向上的擴(kuò)散系數(shù)；ωs表示化學(xué)反應(yīng)產(chǎn)生的組分s的化學(xué)反應(yīng)源項(xiàng)。

2)動(dòng)量方程

動(dòng)量方程即運(yùn)動(dòng)方程，主要是基于可壓縮粘性流體的納維-斯托克斯方程[5](Navier-Stokes方程，簡(jiǎn)稱N-S方程)

(3)

式中：V表示氣體的速度；F表示體積力；P表示氣體壓力。公式右邊最后一項(xiàng)表示粘性引起的作用力，其中，μ為氣體粘性系數(shù)。

3)能量方程

流體微元體中能量的增加率等于進(jìn)入微元體的靜流熱量加上體力與面力對(duì)微元體所做的功[6]

(4)

式中：E為每個(gè)微元體內(nèi)的總能量；P為氣體壓強(qiáng)；qj為j方向的熱通量；τij為微元體上的應(yīng)力。公式右邊最后一項(xiàng)表示由于氣體分子擴(kuò)散導(dǎo)致的熱傳遞。

實(shí)際計(jì)算過程中由質(zhì)量方程、動(dòng)量方程和能量方程，再加上熱力學(xué)方程、邊界條件和初始條件等，就可以計(jì)算出流場(chǎng)參數(shù)。

1.2 氣體模型

在對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算的時(shí)候，通常以理想氣體模型和完全氣體模型代替真實(shí)氣體[7]。理想氣體模型是忽略氣體粘性和導(dǎo)熱性的氣體，在數(shù)值模擬計(jì)算中，通常用無粘的歐拉方程進(jìn)行計(jì)算。完全氣體模型考慮氣體分子的熱運(yùn)動(dòng)，可分為量熱完全氣體、熱完全氣體和化學(xué)反應(yīng)氣體混合物。量熱完全氣體的定壓比熱和定容比熱都是常數(shù)，其焓和內(nèi)能與溫度成線性關(guān)系；熱完全氣體其焓和內(nèi)能是與溫度有關(guān)的函數(shù)，但不再是線性關(guān)系；化學(xué)反應(yīng)氣體混合物則是將氣體混合物中的每一組分當(dāng)成是熱完全氣體，但是其焓和內(nèi)能不僅僅與溫度有關(guān)，還和該組分在氣體混合物中的比重有關(guān)。

當(dāng)返回艙以高超聲速再入大氣層時(shí)，返回艙壁面附近的邊界層內(nèi)和頭部形成的激波內(nèi)氣體溫度很高，由于高溫的作用，量熱完全氣體模型失效。當(dāng)溫度繼續(xù)升高時(shí)，氣體中的成分電離，發(fā)生化學(xué)反應(yīng)。因而在對(duì)返回艙再入段進(jìn)行模擬計(jì)算的時(shí)候，應(yīng)當(dāng)采用完全氣體中的化學(xué)反應(yīng)氣體混合物模型。本文采用七組元?dú)怏w混合模型(N2，O2，N，O，NO，NO+，e)進(jìn)行化學(xué)反應(yīng)計(jì)算。

1.3 化學(xué)反應(yīng)模型

化學(xué)反應(yīng)模型通常考慮化學(xué)平衡流與非平衡流模型和溫度模型的選取。

在高超聲速流動(dòng)中，由于高溫使得氣體中的各組分發(fā)生電離等化學(xué)反應(yīng)。如果化學(xué)反應(yīng)與氣體狀態(tài)變化相比進(jìn)行的很快，每一個(gè)化學(xué)反應(yīng)在氣體狀態(tài)變化之前就能達(dá)到平衡，稱為化學(xué)平衡流[8]。然而在返回艙再入段，由于氣體密度小，氣流流動(dòng)速度快，每一組分的化學(xué)反應(yīng)來不及達(dá)到平衡狀態(tài)，氣體的狀態(tài)就會(huì)發(fā)生變化，因而在本文中采用化學(xué)非平衡流進(jìn)行計(jì)算。

在化學(xué)反應(yīng)的溫度模型中，通常有單溫度模型和雙溫度模型。由統(tǒng)計(jì)熱力學(xué)可知，氣體分子的總內(nèi)能由四個(gè)能量模型來表示[7]，即：平動(dòng)能、轉(zhuǎn)動(dòng)能、振動(dòng)能和電子勢(shì)能。相應(yīng)的有四種溫度來描述各自對(duì)應(yīng)的能量模型，即：平動(dòng)溫度、轉(zhuǎn)動(dòng)溫度、振動(dòng)溫度和電子溫度。當(dāng)流場(chǎng)中的溫度相對(duì)較低時(shí)，氣體中的振動(dòng)能和電子勢(shì)能未被激發(fā)，只有平動(dòng)能和轉(zhuǎn)動(dòng)能，氣體的平動(dòng)溫度和轉(zhuǎn)動(dòng)溫度能夠迅速達(dá)到平衡，這時(shí)可以用一個(gè)溫度來描述氣體的熱力學(xué)狀態(tài)，稱為單溫度氣體模型。然而在高超聲速流中，氣體溫度很高，氣體內(nèi)部的振動(dòng)能被激發(fā)，當(dāng)溫度繼續(xù)升高時(shí)，氣體部分組分還會(huì)發(fā)生電離，需要電子溫度來描述電子能量模型，這時(shí)化學(xué)反應(yīng)由三個(gè)溫度來描述，即：平動(dòng)溫度、振動(dòng)溫度和電子溫度。然而實(shí)際中由于多溫度模型太復(fù)雜，常用雙溫度模型進(jìn)行計(jì)算，該模型用一個(gè)平動(dòng)溫度和一個(gè)振動(dòng)溫度來描述氣體的化學(xué)非平衡計(jì)算。本文計(jì)算返回艙再入段采用雙溫度模型。

2 數(shù)值模擬

本文采用CFD-FASTRAN軟件對(duì)返回艙再入段進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算。CFD-FASTRAN軟件是一種計(jì)算可壓縮流體的計(jì)算流體力學(xué)軟件，可模擬航空航天領(lǐng)域的問題。FASTRAN軟件的工作可以分為三個(gè)流程，即前處理、數(shù)值計(jì)算和結(jié)果處理。前處理主要包括幾何建模(一般用UG軟件進(jìn)行幾何建模)和網(wǎng)格劃分(用GEOM軟件)；數(shù)值計(jì)算是將前處理中生成的網(wǎng)格文件導(dǎo)入FASTRAN中，給定流動(dòng)的邊界條件和初始計(jì)算條件等進(jìn)行計(jì)算；結(jié)果處理是利用CFD-VIEW來完成，CFD-VIEW提供了易于使用和交互的環(huán)境，能夠?qū)?shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行處理，并顯示流場(chǎng)云圖，提取相關(guān)的流場(chǎng)數(shù)據(jù)。軟件的工作流程如圖1所示。

圖1 CFD-FASTRAN軟件工作流程

圖2 返回艙模型示意圖

針對(duì)返回艙A和返回艙B在黑障區(qū)內(nèi)飛行段進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算。每一個(gè)返回艙在黑障區(qū)內(nèi)計(jì)算三個(gè)工況(分別用A-1， A-2， A-3， B-1， B-2， B-3表示三個(gè)工況)，數(shù)值模擬計(jì)算的參數(shù)設(shè)置，如表1所示。

表1 數(shù)值模擬計(jì)算條件

數(shù)值模擬計(jì)算的結(jié)果包括返回艙周圍流場(chǎng)參數(shù)、氣體組分以及電子數(shù)密度分布。

2.1 流場(chǎng)參數(shù)分析

返回艙周圍流場(chǎng)參數(shù)的分析主要包括壓強(qiáng)P、平動(dòng)溫度T和振動(dòng)溫度T-int的變化規(guī)律。以下分別以A-1和B-1的參數(shù)分布為例進(jìn)行分析。

2.1.1 壓強(qiáng)分布

如圖3所示，由于氣體的強(qiáng)烈壓縮，在返回艙前端和肩部形成強(qiáng)的弓形激波層，在激波層內(nèi)，氣體壓強(qiáng)突增，且越靠近返回艙前端，壓強(qiáng)越大。激波層內(nèi)返回艙A相比于返回艙B的壓強(qiáng)更大一些，原因是返回艙A的初始?jí)簭?qiáng)較返回艙B大。

圖3 壓強(qiáng)分布云圖

2.1.2 平動(dòng)溫度分布

平動(dòng)溫度是返回艙周圍流場(chǎng)的重要參數(shù)，在高溫狀態(tài)下，氣體會(huì)發(fā)生離解甚至電離反應(yīng)，當(dāng)氣體的離解達(dá)到一定程度后產(chǎn)生電子，出現(xiàn)等離子體的特征，而電子在運(yùn)動(dòng)過程中只有平動(dòng)能，所以平動(dòng)溫度的大小直接影響了等離子鞘套的形成。如圖4所示，由于激波層的形成，使得激波層內(nèi)的溫度升高，越靠近返回艙前端，溫度越高。此外，在返回艙的尾跡區(qū)也形成了高溫區(qū)。

圖4 平動(dòng)溫度分布云圖

2.1.3 振動(dòng)溫度分布

振動(dòng)溫度是表征氣體組元離解產(chǎn)物的主要參數(shù)。氣體的振動(dòng)溫度低于平動(dòng)溫度，這是由于氣體粒子的振動(dòng)消耗了部分能量，因此振動(dòng)溫度較低。由圖5可以看出，在返回艙頭部激波層內(nèi)振動(dòng)溫度升高，越靠近返回艙頭部，振動(dòng)溫度越高。

圖5 振動(dòng)溫度云圖

2.2 氣體組分離解分析

2.2.1 N2分布

在激波層內(nèi)，N2的組分比例減小，越靠近返回艙，N2的組分比例越小，如圖6所示。這是因?yàn)樵诜祷嘏摳浇捎跍囟鹊纳?，使得N2發(fā)生離解，溫度越高的地方，N2的比例越小，因而在返回艙頭部N2的比例最小。

圖6 N2質(zhì)量比例分布云圖

2.2.2 O2分布

由圖7可以看出，在激波層內(nèi)，O2的比例分布跟N2相似，靠近返回艙表面處O2的組分比例減小，不同的是O2組分比例下降的速度相比于N2更快一些，這是由于O2發(fā)生離解的振動(dòng)溫度值相對(duì)于N2的要低，因此O2離解的更徹底，O2組分比例下降的更快。

圖7 O2分布云圖

2.2.3 N分布

由圖8可知，返回艙周圍N的分布規(guī)律和N2的正好相反，N2比例大的地方N比例小，這是因?yàn)镹是由N2在高溫下離解形成的。

圖8 N質(zhì)量比例分布云圖

2.2.4 O分布

在激波層后，隨著溫度的升高，O的濃度逐漸升高，其分布規(guī)律與O2相反，如圖9所示。

由N2、O2、N和O的分布規(guī)律可以看出，其與振動(dòng)溫度的分布趨勢(shì)基本一致，由此證明了氣體組分離解是與氣體的振動(dòng)溫度相關(guān)聯(lián)。

圖9 O質(zhì)量比例分布云圖

2.3 電子數(shù)密度分析

電子數(shù)密度是決定形成返回艙等離子鞘套的關(guān)鍵因素，因此，對(duì)其分布特性的分析具有重要意義。由于軟件計(jì)算的結(jié)果是電子的質(zhì)量分?jǐn)?shù)，要計(jì)算電子數(shù)密度，首先得計(jì)算NO+的數(shù)量密度(在七組分化學(xué)模型中，氣體電離產(chǎn)生的電子e和NO+的數(shù)量是相等的)。電子數(shù)密度計(jì)算公式如下

(5)

式中：Ne代表電子數(shù)密度(個(gè)·cm-3)；ρ為氣體的密度(kg·m-3)；CNO+為NO+的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。

返回艙周圍電子數(shù)密度的分布，如圖10所示?？梢钥闯觯瑑蓚€(gè)返回艙周圍電子數(shù)密度的分布與其平動(dòng)溫度的分布趨勢(shì)基本一致，在返回艙頭部區(qū)和尾跡區(qū)電子數(shù)密度增加。

圖10 電子數(shù)密度分布云圖

2.1節(jié)～2.3節(jié)分析了兩種返回艙在工況1下各參數(shù)的分布情況，其余兩個(gè)工況下各參數(shù)的分布規(guī)律與工況1相似，具體結(jié)論見表2。

3 等離子鞘套參數(shù)分析

本文通過數(shù)值模擬計(jì)算分析了兩種返回艙再入黑障的變化特性，具體參數(shù)值如表2所示。

表2 不同工況下流場(chǎng)參數(shù)表

由表2可知，返回艙周圍氣體經(jīng)激波后，壓強(qiáng)和溫度(包括平動(dòng)溫度和振動(dòng)溫度)均急劇升高，但是壓強(qiáng)的升高不僅與返回艙的速度有關(guān)，還與氣體的初始?jí)簭?qiáng)有關(guān)。因此，不同工況下，雖然返回艙速度相對(duì)較高，但由于初始?jí)簭?qiáng)低，因而激波后的壓強(qiáng)峰值較低。但溫度的變化跟速度的關(guān)聯(lián)性更大，速度越高，溫度峰值越大，且溫度的峰值跟返回艙外形尺寸大小也沒有關(guān)聯(lián)性，同一工況下兩個(gè)返回艙的平動(dòng)溫度和振動(dòng)溫度的峰值基本相同。對(duì)于氣體組分的變化規(guī)律，由本文模擬結(jié)果可知，其與氣體的振動(dòng)溫度變化規(guī)律一致，且隨著溫度的升高，氣體分子離解越徹底。雖然兩個(gè)返回艙的尺寸相差較大，但是氣體發(fā)生離解的變化規(guī)律基本一致。電子數(shù)密度的變化也與返回艙的速度相關(guān)聯(lián)，返回艙速度越高，電子數(shù)密度越高。

返回艙再入過程中，周圍的氣體溫度高，氣體組分發(fā)生離解，甚至產(chǎn)生電離，當(dāng)氣體電離達(dá)到一定程度時(shí)，自由電子數(shù)密度增加，形成包覆在返回艙周圍的等離子鞘套[9]。由此可見，電子數(shù)密度決定了等離子鞘套的形成，而自由電子只有平動(dòng)能，氣體的平動(dòng)溫度決定了自由電子的數(shù)量。因此，分析等離子鞘套的特性，就是分析返回艙周圍氣體的離解程度、平動(dòng)溫度和電子數(shù)密度的特性。

3.1 氣體離解分析

由模擬計(jì)算結(jié)果可知，隨著氣體溫度的升高，氣體中的組分發(fā)生變化，特別是N2和O2在高溫下會(huì)發(fā)生離解，生成N和O。由圖11和12可知，對(duì)于N2而言，當(dāng)振動(dòng)溫度達(dá)到4 600 K時(shí)開始離解生成N，由表2可知，本文中的三種工況下N2并沒有完全離解，這是因?yàn)镹2完全離解成N的振動(dòng)溫度要求達(dá)到9 000 K以上[10]。對(duì)于O2，當(dāng)振動(dòng)溫度達(dá)到2 000 K時(shí)就開始離解，生成O，當(dāng)振動(dòng)溫度達(dá)到4 800 K時(shí)，O2基本完全離解成O。

圖11 返回艙周圍N2離解與振動(dòng)溫度關(guān)系

圖12 返回艙周圍O2離解與振動(dòng)溫度關(guān)系

對(duì)于其他兩個(gè)工況下，速度較低，因此N2和O2離解的程度較工況1小，從表2中的CN2min、CO2min和CNmax、COmax值可以看出。

3.2 平動(dòng)溫度特性分析

針對(duì)不同尺寸的返回艙進(jìn)行溫度場(chǎng)的分析。由于返回艙尺寸不同，在分析溫度場(chǎng)分布的時(shí)候采用歸一化距離。假設(shè)變量在X軸方向的坐標(biāo)為Nx，在Y軸方向坐標(biāo)為Ny，則X軸方向歸一化距離Lx=Nx/X，Y軸方向歸一化距離Ly=Ny/Y。

由圖13可以看出，針對(duì)不同的返回艙，在相同歸一化距離下，其平動(dòng)溫度的大小和分布基本相同。當(dāng)平動(dòng)溫度較低時(shí)，溫度場(chǎng)包覆整個(gè)返回艙，當(dāng)平動(dòng)溫度較高時(shí)，溫度場(chǎng)在返回艙前端肩部和尾部出現(xiàn)，當(dāng)平動(dòng)溫度進(jìn)一步升高時(shí)，只在返回艙前端出現(xiàn)。其余兩個(gè)工況的平動(dòng)溫度特性與工況1一致。

3.3 電子數(shù)密度特性分析

針對(duì)兩種不同的返回艙對(duì)其周圍的電子數(shù)密度特性進(jìn)行分析。電子數(shù)密度是決定形成包覆在返回艙周圍等離子鞘套的關(guān)鍵參數(shù)，對(duì)其特性的分析具有重要意義。同樣，在分析返回艙周圍電子數(shù)密度特性時(shí)采用歸一化距離作為衡量尺寸。

由圖14可以看出，不同的返回艙在相同歸一化距離下，其電子數(shù)密度大小和分布規(guī)律基本一致。

圖14 不同返回艙周圍電子數(shù)密度分布

4 結(jié) 論

通過對(duì)返回艙再入黑障飛行段進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算和相關(guān)分析，得出以下結(jié)論：

1)返回艙激波層后氣體溫度的變化與初始速度關(guān)聯(lián)性更大，初始速度越高，激波層后溫度也就越高。而激波層后壓強(qiáng)的變化不僅與初始速度有關(guān)，還與氣體的初始?jí)簭?qiáng)有關(guān)。

2)由于高溫作用，氣體組分發(fā)生變化，N2和O2都不同程度的發(fā)生了離解，且氣體發(fā)生離解的程度與氣體的振動(dòng)溫度有關(guān)，N2較O2發(fā)生離解的振動(dòng)溫度高，N2在振動(dòng)溫度為4 600 K時(shí)開始離解生成N，而O2在2 000 K開始離解成O，到4 800 K時(shí)已經(jīng)完全離解。

3)影響等離子鞘套的主要參數(shù)是平動(dòng)溫度和電子數(shù)密度，其分布與返回艙的尺寸大小沒有關(guān)聯(lián)，具有相同外形的返回艙A和返回艙B周圍平動(dòng)溫度和電子數(shù)密度的大小和分布在相同歸一化距離下基本一致。

5 結(jié)束語

本文利用FASTRAN軟件對(duì)返回艙再入黑障飛行段進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算，通過數(shù)值模擬計(jì)算，得出了黑障區(qū)內(nèi)返回艙周圍氣體流場(chǎng)參數(shù)、氣體組分離解以及電子數(shù)密度的分布規(guī)律，分析了等離子鞘套的參數(shù)特性，為后續(xù)進(jìn)一步分析電磁波在黑障區(qū)內(nèi)傳輸特性以及等離子鞘套對(duì)雷達(dá)的有效散射面積提供了有效的理論基礎(chǔ)。

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張勇強(qiáng) 男，1984年生，碩士，工程師。研究方向?yàn)楹教鞙y(cè)控。

張 燁 女，1985年生，碩士，工程師。研究方向?yàn)楹教鞙y(cè)控。

魏永輝 男，1972年生，碩士，高級(jí)工程師。研究方向?yàn)楹教鞙y(cè)控。

李金逵 男，1987年生，碩士，工程師。研究方向?yàn)楹教鞙y(cè)控。

孫玉柱 男，1972年生，碩士，高級(jí)工程師。研究方向?yàn)楹教鞙y(cè)控。

Analysis of Characteristics for Reentry Capsule in Blackout Based on Numerical Simulation

ZHANG Yongqiang，ZHANG Ye，WEI Yonghui，LI Jinkui，SUN Yuzhu

(The Unit 63788 of PLA, Weinan 714000, China)

In order to research the characteristics in blackout of plasma sheath for the reentry capsule, this paper simulated the reentry capsule in the blackout based on FASTRAN software, the surrounding flow field and parameters of ionized gas distribution of the reentry capsule were obtained.The results showed that the compressed gas formed strong bow shock because of supersonic flight,the pressure and temperature were both increased in the shock.The gas ionized and the NO+and electron were generated,the plasma sheath surrounding the reentry capsule was formed. By analysing the results of different reentry capsules, they were seen that after the shock layer,the change of gas temperature was related to initial velocity, the gas pressure was related to initial velocity and initial pressure;the dissociation of gas was related to vibrational temperature,the vibrational temperature for N2dissociated was higher than O2; the major parameters of plasma sheath were the translational temperature and the electron density, the magnitude and distribution were almost the same at the same normalized distance of different reentry capsules.

reentry capsule; blackout; flow field; ionization; plasma sheath

10.16592/ j.cnki.1004-7859.2016.11.019

張勇強(qiáng) Email：buaazyq@163.com

2016-08-29

2016-10-31

V556.6

A

1004-7859(2016)11-0088-07