局部催化特性差異對氣動熱環(huán)境影響的計算分析

丁明松,董維中，高鐵鎖，江濤，劉慶宗

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所，綿陽 621000

高超聲速飛行器在再入和滑翔過程中，如果飛行速度很高(一般認(rèn)為馬赫數(shù)為10以上)，會出現(xiàn)高溫氣體效應(yīng)[1-2](或真實氣體效應(yīng))。高溫氣體效應(yīng)包括熱化學(xué)平衡、非平衡和凍結(jié)3種狀態(tài)[3-4]，可以統(tǒng)一采用高溫氣體非平衡效應(yīng)進(jìn)行描述(將凍結(jié)和平衡流可以看作非平衡流動的兩種極限狀態(tài))。高溫氣體非平衡效應(yīng)對飛行器氣動特性造成顯著影響[5-7]，一方面氣體分子能量激發(fā)和化學(xué)反應(yīng)會吸收大量的能量，使流場的溫度降低;另一方面高溫下的非完全氣體性質(zhì)使得流場中激波位置和分離區(qū)大小等流動性狀發(fā)生改變，從而改變了整個飛行器的氣動熱環(huán)境。

在高溫氣體非平衡流動氣動熱環(huán)境數(shù)值模擬過程中，很關(guān)鍵的一個技術(shù)問題是壁面催化效應(yīng)的模擬。高溫氣體流場中原子和離子在到達(dá)壁面時會發(fā)生表面催化復(fù)合反應(yīng)，釋放出很大的結(jié)合能，不僅影響非平衡流動，而且產(chǎn)生較大組分?jǐn)U散熱流，對飛行器氣動熱環(huán)境造成顯著影響[8]。

在數(shù)值模擬中，催化效應(yīng)常以邊界條件的形式給出，確定飛行器表面的氣體組分分布。完全非催化(Non-Catalytic Wall, NCW)和完全催化(Fully Catalytic Wall, FCW)是高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境數(shù)值模擬中最容易實現(xiàn)的兩種催化邊界條件。完全非催化是假設(shè)壁面材料的催化速率為零，此時壁面處組分分布不存在法向梯度，與流場法向內(nèi)點組分分布相等。完全催化則認(rèn)為壁面材料的催化能力非常強(qiáng)，催化速率接近于無窮大，流場中高能原子和離子在壁面處將完全復(fù)合，釋放出最大限度的結(jié)合能?？梢?，完全非催化和完全催化是壁面催化的兩種極限情況，精確地模擬催化效應(yīng)須考慮壁面材料實際的催化特性，還可能用到有限催化條件(Partially Catalytic Wall, PCW)邊界計算模型。它一般通過求解壁面附近質(zhì)量守恒方程的方法構(gòu)建，不考慮質(zhì)量引射時，氣體組分由催化反應(yīng)生成(或消耗)的質(zhì)量與擴(kuò)散出(或入)壁面微元的質(zhì)量相等。其中，催化復(fù)合反應(yīng)速率常數(shù)計算是有限催化模型的關(guān)鍵。根據(jù)催化復(fù)合反應(yīng)速率常數(shù)計算方法的不同，有限催化模型主要分為兩類：一類是給定催化系數(shù)，進(jìn)而得到催化復(fù)合反應(yīng)速率常數(shù)[9-10]；另一類是對氣固催化復(fù)合反應(yīng)過程進(jìn)行分析和建模，運用表面有限速率化學(xué)反應(yīng)動力學(xué)方法，得到催化反應(yīng)速率常數(shù)[11]。第一類方法相對簡單，有大量防熱材料催化系數(shù)試驗數(shù)據(jù)支持[12]，因此應(yīng)用相對廣泛[13-14]。

由于高超聲速飛行過程中飛行器表面各部位受熱、受力情況存在很大差別，因此，在飛行器設(shè)計過程中，飛行器表面常采用多種材料結(jié)構(gòu)。在這些情況下，飛行器表面不同位置催化特性將存在差別，可能對氣動熱環(huán)境造成較大影響，要實現(xiàn)高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境精確預(yù)測，必須考慮多種壁面材料特性條件下的壁面催化效應(yīng)。

國外很早就開始了高溫氣體效應(yīng)以及壁面催化效應(yīng)的研究，研究水平相對成熟。表面材料催化特性研究多結(jié)合試驗進(jìn)行。例如，Inger[15]發(fā)現(xiàn)壁面催化能力不僅受材料物理化學(xué)特性影響，而且受壁面溫度影響，在此基礎(chǔ)上，提出了某碳基材料催化復(fù)合系數(shù)隨表面溫度變化的擬合公式。Goulard[16]通過試驗開展了典型材料壁面催化復(fù)合系數(shù)研究，大致給出了典型氧化物和金屬材料對氧原子復(fù)合反應(yīng)的催化復(fù)合系數(shù)。Kurotaki[9-10]、Stewart[17]、Scott[18]等通過試驗測量、理論分析和數(shù)值模擬等方法，建立了可用于數(shù)值模擬的壁面催化模型，開展了典型材料(碳基、硅基熱防護(hù)材料等)的壁面催化復(fù)合系數(shù)研究，并給出了在較低溫條件下(小于2 000 K)大多數(shù)碳基和硅基熱防護(hù)材料壁面催化復(fù)合系數(shù)小于0.1的結(jié)論。這些研究表明，壁面附近氣體的非平衡特性、壁面溫度以及壁面材料催化復(fù)合系數(shù)是影響壁面催化效應(yīng)的主要因素。

在高溫非平衡流動催化效應(yīng)數(shù)值應(yīng)用研究方面，國外還形成了一些較為成熟的流場軟件。例如，Subrahmanyam[19]開展了高溫氣體的物理化學(xué)模型、表面催化計算模型、輻射平衡表面溫度分布計算模型以及材料催化復(fù)合特性研究，給出了計算軟件SPARTA在氣動熱環(huán)境分析方面的發(fā)展和應(yīng)用情況。Edquist[20]采用LAURA計算軟件，考慮有限催化特性和表面輻射平衡溫度，開展了火星探測器MSL氣動熱環(huán)境研究。

國內(nèi)在高溫氣體非平衡效應(yīng)以及催化效應(yīng)方面的研究時間較長，已有顯著進(jìn)步。例如，2000年，董維中等[21]開展了駐點壁面催化速率常數(shù)確定的研究，依據(jù)激波管試驗測量確定了Pt、SiO2等材料的表面催化速率，給出了駐點熱流隨催化速率常數(shù)變化的規(guī)律。2001年，曾明等[22]研究了不同熱化學(xué)模型及壁面催化條件對表面?zhèn)鳠岬挠绊?分析比較了不同組元的高溫空氣模型、不同熱力模型和不同壁面催化條件。2004年，柳軍[23]開展熱化學(xué)非平衡流動的試驗和數(shù)值模擬研究，建立了TCNEQ(2D、3D)計算程序，開展了Apollo飛船返回艙大迎角全流場的數(shù)值模擬。高冰等[24]開展了高溫真實氣體效應(yīng)中催化效應(yīng)對氣動熱影響的試驗探索，發(fā)現(xiàn)催化效應(yīng)隨著迎角的增大表現(xiàn)更明顯，經(jīng)分析認(rèn)為是由于迎角增大非平衡效應(yīng)變強(qiáng)造成的。2014年，金華[25]開展了防熱材料表面催化特性測試與評價方法研究，獲得了環(huán)境參數(shù)(壓力、溫度、氧原子濃度)與材料屬性(成分、表面粗糙度)對ZrB2、SiC以及ZrB2-SiC材料催化特性的影響規(guī)律。2011—2014 年，苗文博等[26-28]開展不同飛行條件下催化特性對氣動特性(包括氣動熱環(huán)境和氣動力特性)的影響研究，取得了一系列有價值的結(jié)論。2017年，楊肖峰和唐偉[29]開展了火星進(jìn)入器考慮多種催化作用的高超聲速非平衡氣動加熱數(shù)值模擬研究，發(fā)現(xiàn)壁面催化效應(yīng)對化學(xué)非平衡氣動加熱影響顯著，完全催化壁預(yù)測值最為保守，而完全非催化壁結(jié)果最低,差別高達(dá)數(shù)倍。

盡管國內(nèi)在高溫非平衡效應(yīng)及表面催化效應(yīng)數(shù)值模擬、理論分析和試驗測量等方面取得了非常大的發(fā)展，但仍與國外水平存在一定差距：由于壁面催化效應(yīng)受流場中的高溫非平衡效應(yīng)、壁面溫度以及壁面材料催化復(fù)合系數(shù)等多個因素綜合影響，而壁面材料催化復(fù)合系數(shù)又受材料成分、材料結(jié)構(gòu)、表面溫度以及表面粗糙度、氧化程度等因素影響，因此很難確定實際飛行過程中飛行器壁面催化效應(yīng)的強(qiáng)弱。為此，在飛行器氣動熱防護(hù)設(shè)計過程中，常作完全催化壁面或完全非催化壁面假設(shè)，即在氣動熱環(huán)境數(shù)值模擬預(yù)測過程中，認(rèn)為飛行器表面催化特性為全機(jī)表面完全催化或完全非催化，并以這兩者結(jié)果作為上下限，實際飛行過程中飛行器的各部位表面熱流均應(yīng)處于這兩者結(jié)果之間。這種簡化處理不僅較大程度地影響了氣動熱環(huán)境預(yù)測的精度，可能造成飛行器熱管理的“過防護(hù)”，而且其可靠性也缺乏驗證。目前國內(nèi)尚未見到有關(guān)飛行器表面不同位置催化特性差異性對氣動熱環(huán)境影響的研究，其作用大小和影響規(guī)律尚不明確。在這種情況下，是否可作壁面催化效應(yīng)的簡化處理，還需要進(jìn)一步開展研究。

作者所在研究團(tuán)隊對高超聲速飛行器非平衡效應(yīng)及其壁面催化效應(yīng)和飛行器氣動熱環(huán)境進(jìn)行了較為廣泛的研究[5-8,21,30-31]。本文在以往工作的基礎(chǔ)上，通過求解熱化學(xué)非平衡Navier-Stokes方程，完善有限催化條件下高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流場氣動熱環(huán)境數(shù)值計算方法和計算程序，并加以驗證。在此基礎(chǔ)上，針對飛行器表面局部催化特性差異，開展不同條件下高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流場氣動熱環(huán)境數(shù)值模擬，分析局部催化特性差異對飛行器氣動熱環(huán)境的影響。

1 數(shù)值計算方法

控制方程是三維熱化學(xué)非平衡Navier-Stokes方程，無量綱化形式為[5]

(1)

式中：Q為守恒變量；Re為雷諾數(shù)；F、G、H和Fv、Gv、Hv分別對應(yīng)x、y、z方向的對流項與黏性項；W為非平衡源項。對流項采用AUSMPW+(Advection Upstream Splitting Method by Pressure-based Weight functions)格式離散，黏性項采用中心格式離散，隱式時間離散采用LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss Seidel)方法。為了克服方程的非平衡剛性問題，對非平衡源項和對流項采用全隱式處理。具體計算公式和方法見文獻(xiàn)[5]。

2 物理化學(xué)模型

2.1 熱化學(xué)反應(yīng)模型

空氣模型可選用5組分(N2、O2、NO、N、O)或7組分(N2、O2、NO、N、O、NO+、e)模型；化學(xué)反應(yīng)模型可選用Dunn-Kang模型[5]或Park模型[32];熱力學(xué)模型可采用一溫度模型和兩溫度模型，在兩溫度模型中考慮振動非平衡效應(yīng)。具體計算公式和方法見文獻(xiàn)[5，30-31]。

2.2 表面催化模型和表面溫度計算方法

NCW和FCW處理方法詳見文獻(xiàn)[5]。對于PCW，主要考慮氮原子和氧原子的復(fù)合反應(yīng)以及離子和電子的復(fù)合反應(yīng)[33]，具體為

式中：r為反應(yīng)編號，上述反應(yīng)可以認(rèn)為是不可逆的。反應(yīng)速率常數(shù)的表達(dá)式為

(2)

式中：R0為普適氣體常數(shù)；αr∈[0,1]為壁面催化復(fù)合系數(shù)，來源于材料的試驗數(shù)據(jù);Tw為壁面溫度；M1、M2和M3分別為O、N、NO的摩爾質(zhì)量。由上述反應(yīng)引起的組分質(zhì)量生成率分別為

表面溫度條件通常采用等溫壁條件，但在實際情況中，由于飛行器不同部位的氣動加熱差別較大，飛行器不同表面溫度存在差異。這里考慮表面輻射效應(yīng)、催化效應(yīng)和振動非平衡效應(yīng)，輻射平衡的表面溫度(壁面輻射平衡溫度)由以下能量守恒方程確定[19-20]：

(3)

式中：Q為飛行器表面熱流(一般由平轉(zhuǎn)動溫度熱流、振動溫度熱流和組分?jǐn)U散熱流組成)；ε為表面材料輻射系數(shù)；σ為斯忒藩-玻耳茲曼常數(shù)。

3 計算方法驗證

3.1 非平衡流場表面熱流數(shù)值計算

所采用的測量熱流的飛行試驗?zāi)Ｐ蜑殁g錐標(biāo)模ELECTRE[34]，其總長度為2 m，頭部半徑為0.175 m，半錐角為4.6 °，結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。飛行試驗條件為：來流速度為4 230 m/s，來流密度為6.995×10-4kg/m3，來流溫度為265 K，壁面溫度為343 K。采用7組分空氣模型和兩溫度熱力學(xué)非平衡模型，化學(xué)反應(yīng)模型采用Dunn-Kang模型(與文獻(xiàn)[34]保持一致)，考慮NCW和FCW壁面條件，主要考核熱流分布計算結(jié)果。圖2給出了沿軸線方向(X方向)表面熱流分布，并與文獻(xiàn)[34]、飛行試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較?？梢钥闯觯罕疚牡挠嬎憬Y(jié)果與文獻(xiàn)[34]的計算結(jié)果幾乎完全重合，與飛行試驗結(jié)果也符合較好，這說明本文非平衡流場表面熱流數(shù)值計算結(jié)果具有較高的可信度。

3.2 非平衡流場壁面有限催化數(shù)值計算

采用球頭模型[33]開展非平衡流場壁面有限催化數(shù)值考核驗證,球頭半徑為5.08 cm。計算狀態(tài)為：來流溫度為970.0 K，來流振動溫度為2 800.0 K，來流壓力為96.12 Pa，來流速度為5 630.0 m/s，壁面溫度為1 000 K。高溫空氣組分模型采用5組分空氣模型(與文獻(xiàn)[33]一致)；化學(xué)反應(yīng)模型采用Dunn-Kang模型或Park模型；熱力學(xué)模型采用兩溫度模型；表面材料催化條件為NCW、FCW或PCW?？紤]有限催化PCW時，催化復(fù)合系數(shù)為0.000 1～1.0。

圖3給出了非催化條件下流場中氮氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)(cN2)和振動溫度(Tv)的分布?？梢钥闯?，流場中化學(xué)反應(yīng)十分劇烈，振動溫度最高被激發(fā)至8 000 K以上。圖4給出了表面熱流與文獻(xiàn)[33]的比較，圖中S為表面弧長，R為球頭半徑，QFCW為完全催化條件下的駐點熱流。可以看出，不同催化條件下的本文計算熱流及其分布變化規(guī)律與文獻(xiàn)[33]基本完全一致，這說明本文非平衡流場壁面有限催化數(shù)值計算結(jié)果具有較高可信度。

4 催化特性差異對氣動熱的影響

為了保證計算可靠性，這里采用3.1節(jié)給出的ELECTRE外形、計算來流條件和壁溫條件，計算采用的物理化學(xué)模型也與3.1節(jié)完全相同。為了分析不同部位催化特性差異對氣動熱環(huán)境的影響，飛行器表面設(shè)置了兩種不同催化特性的材料(分別標(biāo)識為M1和M2)，飛行器表面大部分區(qū)域采用M1材料，局部小范圍表面(沿氣流流向表面長度約15 mm的區(qū)域)采用M2材料。按照表面M2材料分布的不同分為6種方案，如表1所示，表中以鈍錐體軸線為X軸，以鈍錐體球頭與X軸的交點為坐標(biāo)原點。

首先開展M1為完全非催化壁面材料(如陶瓷等材料[8]，催化能力弱)、M2為完全催化材料(如金屬Cu、Pt等材料[8,25]，催化能力較強(qiáng))的數(shù)值計算分析。

表1 M2材料的6種分布方案Table 1 Six distribution cases of material M2

圖5給出了Case 2鈍錐表面熱流云圖?？梢远ㄐ缘乜闯?，表面催化特性變化會造成局部熱流跳變，完全催化區(qū)域(M2材料)熱流遠(yuǎn)高于其周圍完全非催化區(qū)域(M1材料)，這與一般認(rèn)知是相符的,即強(qiáng)烈的壁面催化效應(yīng)會使表面熱流顯著升高。

為了進(jìn)一步定量地分析其影響程度，圖6給出不同方案表面熱流沿軸向的分布以及其最值和平均值分布，圖6中曲線標(biāo)號Case 0～Case 5分布對應(yīng)表1中6 個不同方案的熱流結(jié)果，F(xiàn)CW和NCW分別對應(yīng)鈍錐體全表面FCW和NCW的結(jié)果，圖6(b)中Qmax和Qaverage分別為熱流最大值和平均值。由圖6可以看出，除Case 0外，催化特性變化對表面熱流影響極大，其最大值和平均值均遠(yuǎn)高于飛行器全表面FCW模擬的同一區(qū)域結(jié)果，其差別甚至可達(dá)到一個量級以上，這種情況不僅發(fā)生在熱化學(xué)反應(yīng)強(qiáng)烈的頭部，而且在熱化學(xué)反應(yīng)相對較弱的身部區(qū)域也是如此。這說明，在某些情況下，將飛行器在全表面FCW和NCW條件下的數(shù)值模擬結(jié)果作為實際飛行過程中表面熱流上、下限的這一簡化處理方式，是不可取的。

為了分析這一現(xiàn)象產(chǎn)生的原因，圖7給出了高能粒子氧原子質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布云圖。圖7(a)為Case 2的氧原子質(zhì)量分布云圖，圖7(b)為圖7(a)中圓圈區(qū)域放大圖，圖7(c)為飛行器全表面FCW數(shù)值模擬時圖7(b)對應(yīng)區(qū)域的云圖。

圖8(a)和圖8(b)分別為Case 2和Case 0的表面熱流沿軸向分布局部放大圖，以及與全FCW和全NCW時的熱流分布比較。由圖7(b)和圖7(c)可以看出，對于Case 2，由于鈍錐頭部為NCW壁面條件，高能粒子(如O等)在壁面處復(fù)合程度較低，因此表面附近其濃度遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于全區(qū)域FCW的情況；當(dāng)高濃度的高能粒子流經(jīng)表面材料M2(FCW)所在區(qū)域，就會發(fā)生大量復(fù)合反應(yīng)，釋放出化學(xué)能，使壁面熱流顯著提升。由圖8(a)可見，對于Case 2，在表面材料M2(FCW)所在區(qū)域存在兩個峰值，峰值1遠(yuǎn)高于峰值2。這是符合理論分析的：峰值1產(chǎn)生的主要原因應(yīng)該是氣流沿流向流動和擴(kuò)散作用共同帶來的高濃度高能粒子(如O、N等)在材料交界面附近大量復(fù)合，使其熱流急劇上升，形成熱流峰值，而峰值2產(chǎn)生的主要原因僅僅是高能粒子從高濃度區(qū)域向低濃度區(qū)域反流向的擴(kuò)散作用。而對于Case 0，表面材料M2(FCW)所在區(qū)域只存在一個峰值(見圖8(b))，這一區(qū)域不存在由氣流沿流向流動帶來的高能粒子，因而材料催化差異性影響相對較小。

接下來再來看反過來的情況：大面積區(qū)域M1為完全催化壁面材料、局部M2為完全非催化材料。圖9給出了這一情況下，不同方案的軸向熱流比較，圖中標(biāo)識與圖6(a)和圖8(a)類似。由圖可以看出，當(dāng)大面積為FCW，較小局部為NCW時，在不同材料的交界面也會出現(xiàn)熱流的急劇上升區(qū)域，形成峰值熱流，其大小明顯高于全機(jī)FCW的結(jié)果。不同的是，圖9(b)中峰值1小于峰值2，其產(chǎn)生原因恰好與圖8(a)反過來：峰值1產(chǎn)生的主要原因僅僅是高能粒子從高濃度區(qū)域向低濃度區(qū)域反流向的擴(kuò)散作用，而峰值2產(chǎn)生的主要原因是氣流沿流向流動和擴(kuò)散作用共同帶來的高濃度高能粒子(如O、N等)在材料交界面附近大量復(fù)合，使其熱流急劇上升，形成熱流峰值。

NCW和FCW是壁面催化效應(yīng)的兩種極限狀態(tài)，在飛行器真實的飛行過程中，飛行器表面催化效應(yīng)很可能處于有限催化(PCW)狀態(tài)。為此，圖10給出了全表面不同催化復(fù)合系數(shù)條件下數(shù)值模擬得到的駐點熱流及催化復(fù)合系數(shù)對熱流影響的效率D(簡稱影響效率)，其表達(dá)式為

(4)

式中：Q0為當(dāng)前αr條件數(shù)值計算得到的駐點熱流；QFCW和QNCW分別為全表面FCW和全表面NCW數(shù)值模擬得到的駐點熱流。

由圖10可以看出，表面催化復(fù)合系數(shù)對熱流的影響并不是線性關(guān)系，其影響效率變化較大的區(qū)域為0.001～0.1，分別對應(yīng)影響效率為9.04%～92.83%。而這一區(qū)間恰好是現(xiàn)有的大多數(shù)硅基、碳基熱防護(hù)材料催化復(fù)合系數(shù)所處范圍[11-14]。

為了分析有限催化條件下，表面材料催化特性差異性對熱環(huán)境的影響，針對Case 1開展氣動熱環(huán)境數(shù)值模擬。表面大部分區(qū)域M1材料的催化復(fù)合系數(shù)αM1設(shè)為0.001、0.01或0.1，局部區(qū)域M2材料的催化復(fù)合系數(shù)αM2設(shè)為0.05或0.1。表面溫度條件為等溫壁面條件Tw=343 K或輻射平衡(Radiative Equilibrium，RE)的壁溫條件。圖11給出了Case 1的局部催化特性變化區(qū)域表面熱流和表面溫度沿軸向分布?？梢钥闯觯河邢薮呋瘲l件下，壁面催化復(fù)合系數(shù)的差異性同樣會帶來局部熱流的跳變，使局部區(qū)域熱流明顯高于全表面催化復(fù)合系數(shù)為0.1的情況；壁面復(fù)合系數(shù)差異越大，熱流跳變的程度越大；熱流的跳變還會帶來壁面輻射平衡溫度的跳變，當(dāng)αM1=0.001、αM2=0.1時，表面溫度跳變可達(dá)300 K以上。

5 結(jié) 論

1) 本文考慮高溫空氣化學(xué)反應(yīng)、氣體分子熱力學(xué)激發(fā)、流動中的非平衡效應(yīng)和壁面催化效應(yīng)，通過數(shù)值求解三維熱化學(xué)非平衡Navier-Stokes方程和壁面處質(zhì)量與能量平衡關(guān)系，完善了高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流場有限催化氣動熱環(huán)境數(shù)值計算方法和計算程序。

2) 考核驗算表明：飛行器高溫氣體熱化學(xué)非平衡流場氣動熱環(huán)境數(shù)值模擬結(jié)果與文獻(xiàn)結(jié)果、飛行試驗結(jié)果符合，表面熱流數(shù)值計算結(jié)果具有較高的可信度；非平衡流場壁面有限催化數(shù)值計算結(jié)果與文獻(xiàn)符合，本文有限催化數(shù)值模擬具有較高可信度。

3) 針對ELECTRE外形，開展了不同條件下高溫氣體熱化學(xué)非平衡氣動熱環(huán)境模擬，分析了局部催化特性差異對氣動熱環(huán)境的影響。在本文的計算條件下，局部催化特性差異會對氣動熱環(huán)境造成不可忽視的影響：不同催化特性表面材料接口處會出現(xiàn)熱流跳變，其機(jī)理與流場中高能粒子沿流向的流動和擴(kuò)散作用有關(guān)；熱流跳變量受催化特性差異量、材料分布方式影響；催化特性差異較大時，局部區(qū)域熱流可能遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于飛行器全表面完全催化的熱流結(jié)果，其差別甚至可達(dá)1個量級以上；在某些情況下，將飛行器全表面FCW和NCW條件下的數(shù)值模擬結(jié)果作為實際飛行過程中表面熱流上、下限的這一簡化處理方式，是不可取的；熱流的跳變還會帶來壁面溫度的跳變，某些條件下表面輻射平衡溫度跳變可達(dá)300 K以上。

由此可見，在飛行器氣動熱數(shù)值模擬預(yù)測過程中，應(yīng)盡可能考慮表面材料真實的有限催化特性，以減小由于催化效應(yīng)帶來的不確定度。同時，在飛行器氣動熱防護(hù)設(shè)計過程中，應(yīng)盡量保證飛行器表面各部位的催化特性一致或者差異較小，以減少由于局部催化特性差異帶來的影響。盡管本文對局部催化特性進(jìn)行了一定程度的分析，但這方面的工作還尚未徹底完成，后續(xù)將結(jié)合具體的工程應(yīng)用，開展更深入細(xì)致的分析研究。

參 考 文 獻(xiàn)

[1] BOYD I D. Modeling of associative ionization reactions in hypersonic rarefied flows[J]. Physics of Fluids, 2007, 19(9): 3-14.

[2] OZAWA T, LEVIN D A, NOMPELIS I, et al. Particle and continuum method comparison of a high altitude Mach number reentry flow[J]. Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 2010, 24(2): 225-240.

[3] LOFTHOUSE A J, SCALABRINY L C, BOYD I D. Hypersonic aerothermodynamics analysis across non-equilibrium regimes using continuum and particle methods: AIAA-2007-3903[R]. Reston, VA: AIAA, 2007.

[4] WEN C Y, MASSIMI H S, CHEN Y S, et al. Numerical simulations of non-equilibrium flows over rounded models at reentry speeds: AIAA-2012-5906[R]. Reston, VA: AIAA, 2012.

[5] 董維中. 熱化學(xué)非平衡效應(yīng)對高超聲速流動影響的數(shù)值計算與分析[D]. 北京: 北京航空航天大學(xué), 1996: 3-30.

DONG W Z. Numerical simulation and analysis of thermo-chemical non-equilibrium effects at hypersonic flows[D]. Beijing: Beihang University, 1996: 3-30 (in Chinese).

[6] 董維中. 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]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2001, 19(2): 197-202.

DONG W Z. Thermal and chemical model effect on the calculation of aerodynamic parameter for hypersonic reentry blunt body[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2001, 19(2): 197-202 (in Chinese).

[7] 董維中, 高鐵鎖, 丁明松, 等. 高超聲速非平衡流場多個振動溫度模型的數(shù)值研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2007, 25(1): 1-6.

DONG W Z, GAO T S, DING M S, et al. Numerical studies of the multiple vibrational temperature model in hypersonic non-equilibrium flows[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2007, 25(1): 1-6 (in Chinese).

[8] 樂嘉陵. 再入物理[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2005: 9-21.

LE J L. Reentry physics[M]. Beijing: National Defence Industry Press, 2005: 9-21 (in Chinese).

[9] KUROTAKI T. Construction of catalytic model on SiO2-based surface and application to real trajectory: AIAA-2000-2366[R]. Reston, VA: AIAA, 2000.

[10] KUROTAKI T, MATSUZAKI T. CFD evaluation of catalytic model on SiO2-based TPS in arc-heated wind tunnel: AIAA-2003-0155[R]. Reston, VA: AIAA, 2003.

[11] JOCHEN M, MATTHEW M. Finite-rate surface chemistry model, I: Formulation and reaction system examples: AIAA-2011-3783[R]. Reston, VA: AIAA, 2011.

[12] STEWART D A. Surface catalysis and characterization of proposed candidate TPS for access-to-space vehicles: NASA TM-112206 [R]. Washington, D.C.: NASA, 1997.

[13] STEWART D A. Effect of non-equilibrium flow chemistry and surface catalysis on surface heating to AFE: AIAA-1991-1373[R]. Reston, VA: AIAA, 1991.

[14] ANTONIO V. Effect of finite rate chemical models on the aerothermodynamics of reentry capsules: AIAA-2008-2668[R]. Reston, VA: AIAA, 2008.

[15] INGER G R. Nonequilibrium hypersonic stagnation flow at low Reynolds numbers: TDR-269(4230-20)-10[R]. EI Segundo, CA: Aerospace Corporation, 1964.

[16] GOULARD R J. On catalytic recombination rates in hypersonic stagnation on heat transfer[J]. Jet Propulsion, 1958, 28(11): 737-745．

[17] STEWART D A, RAKICH J V, LANFRANCO M J. Catalytic surface experiment on the space shuttle: AIAA-1981-1143[R]. Reston, VA: AIAA, 1981.

[18] SCOTT C D. Wall catalytic recombination and boundary conditions in non-equilibrium hypersonic flows—With applications: 94A10765[R]. Washington, D.C.: NASA, 1992．

[19] SUBRAHMANYAM P. Development of a parallel CFD solver SPARTA for aerothermodynamic analysis: AIAA-2007-2976[R]. Reston, VA: AIAA, 2007.

[20] EDQUIST K T. Afterbody heating predictions for a Mars science laboratory entry vehicle: AIAA-2005-4817[R]. Reston, VA: AIAA, 2005.

[21] 董維中, 樂嘉陵, 劉偉雄. 駐點壁面催化速率常數(shù)確定的研究[J]. 流體力學(xué)實驗與測量, 2000, 14(3): 1-6.

DONG W Z, LE J L, LIU W X. The determination of catalytic rate constant of surface materials of testing model in the shock tube[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2000, 14(3): 1-6 (in Chinese).

[22] 曾明, 馮海濤, 瞿章華. 不同熱化學(xué)模型對表面?zhèn)鳠嵊绊懙臄?shù)值分析[J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報, 2001, 23(5): 27-31.

ZENG M, FENG H T, QU Z H. Numerical analysis of the effects for different thermo-chemical models on heat transfer[J]. Journal of National University of Defense Technology, 2001, 23(5): 27-31 (in Chinese).

[23] 柳軍. 熱化學(xué)非平衡流及其輻射現(xiàn)象的實驗和數(shù)值計算研究[D]. 長沙: 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2004: 3-25.

LIU J. Experimental and numerical research on thermo-chemical nonequilibrium flow with radiation phenomenon[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2004: 3-25 (in Chinese).

[24] 高冰, 杭建, 林貞彬, 等. 高溫真實氣體效應(yīng)中催化效應(yīng)對氣動熱影響的實驗探索[J]. 流體力學(xué)實驗與測量, 2004, 18(2): 55-58.

GAO B, HANG J, LIN Z B, et al. The experiment exploration of catalyst effects on aerodynamic heat in real gas effects[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2004, 18(2): 55-58 (in Chinese).

[25] 金華. 防熱材料表面催化特性測試與評價方法研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2014: 2-50.

JIN H. Surface catalyticity properties testing and characterization methods of thermal protection materilas[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2014: 2-50 (in Chinese).

[26] 苗文博, 程曉麗, 艾邦成. 來流條件對熱流組分?jǐn)U散項影響效應(yīng)分析[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2011, 29(4): 476-480.

MIAO W B, CHENG X L, AI B C. Flow configuration effects on mass diffusion part of heat-flux in thermal-chemical flows[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2011, 29(4): 476-480 (in Chinese).

[27] 苗文博, 程曉麗, 艾邦成. 高超聲速流動壁面催化復(fù)合氣動加熱特性[J]. 宇航學(xué)報, 2013, 34(3): 442-446.

MIAO W B, CHENG X L, AI B C. Surface catalysis recombination aero-heating characteristics of hypersonic flow[J]. Journal of Astronautics, 2013, 34(3): 442-446 (in Chinese).

[28] 苗文博, 羅曉光, 程曉麗, 等. 壁面催化對高超聲速飛行器氣動特性影響[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2014, 32(2): 236-239.

MIAO W B, LUO X G, CHENG X L, et al. Surface recombination effects on aerodynamic loads of hypersonic vehicles[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2014, 32(2): 236-239(in Chinese).

[29] 楊肖峰, 唐偉. 火星環(huán)境高超聲速催化加熱特性[J]. 宇航學(xué)報, 2017, 38(2): 205-211.

YANG X F, TANG W. Hypersonic catalytic aeroheating characteristics for mars entry process[J]. Journal of Astronautics, 2017, 38(2): 205-211 (in Chinese).

[30] 董維中, 丁明松, 高鐵鎖, 等. 熱化學(xué)非平衡模型和表面溫度對氣動熱計算影響分析[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2013, 31(6): 692-698.

DONG W Z, DING M S, GAO T S, et al. The influence of thermo-chemical non-equilibrium model and surface temperature on heat transfer rate[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2013, 31(6): 692-698 (in Chinese).

[31] 董維中, 高鐵鎖, 丁明松, 等. 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]. 航空學(xué)報， 2015， 36(1): 311-324.

DONG W Z, GAO T S, DING M S, et al. Numerical study of coupled surface temperature distribution and aerodynamic heat for hypersonic vehicles[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 311-324 (in Chinese).

[32] PARK C. Review of chemical-kinetic problems of future NASA missions, I: Earth entries[J]. Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 1993, 7(3): 385-398.

[33] GOKCEN T. Effects of flow field non-equilibrium on convective heat transfer to a blunt body: AIAA-1996-0325[R]. Reston, VA: AIAA, 1996.

[34] MUYLAERT J. Standard model testing in the European high facility F4 and extrapolation to flight: AIAA-1992-3905[R]. Reston, VA: AIAA, 1992.