氣動加熱的數(shù)值仿真及其地面試驗模擬技術(shù)

孫得川　李書月

摘要： 氣動加熱仿真與相關(guān)試驗研究是高超聲速飛行器發(fā)展中的重要內(nèi)容。 對超聲速氣動加熱現(xiàn)象中的邊界層流動和傳熱過程進行分析， 從物理角度探討了氣動加熱仿真方法中工程模型、 氣體模型、 湍流模型和網(wǎng)格尺度， 以及計算格式和邊界條件對仿真的影響。 介紹了氣動加熱研究常用的氧-乙炔火焰燒蝕、 輻射加熱器、 高焓風洞等試驗設(shè)備及其優(yōu)缺點， 討論了氣動加熱環(huán)境地面模擬試驗中的相似參數(shù)， 并分析了冷壁熱流過高的原因。

關(guān)鍵詞： 氣動加熱; 數(shù)值仿真; 地面試驗; 試驗設(shè)備; 相似參數(shù)

中圖分類號：???? ??TJ763

文獻標識碼：???? A

文章編號：???? ?1673-5048（2023）03-0011-09

DOI：? 10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0253

0引言

飛行器在大氣層內(nèi)做超聲速或高超聲速飛行時， 由于飛行器與環(huán)境氣體之間存在巨大動能差以及氣體黏性的作用， 環(huán)境氣體會對飛行器表面產(chǎn)生劇烈的加熱作用， 這種現(xiàn)象稱為氣動加熱。

近幾十年來， 對高超聲速氣動加熱的研究非常多， 包括流場的數(shù)值仿真、 流場與結(jié)構(gòu)的耦合仿真、 熱防護材料的燒蝕、 以及試驗模擬等［1-4］。 為了使同行能夠從浩如煙海的文獻中快速找到關(guān)鍵問題并理清研究思路， 本文將高超聲速氣動加熱的數(shù)值仿真和地面模擬試驗研究進行歸納總結(jié)， 希望能夠引起同行更加深入的思考。

1超聲速飛行時的氣動加熱現(xiàn)象

從本質(zhì)上看， 超聲速飛行器的氣動加熱問題其實是飛行器和大氣之間的能量交換問題。 圖1以高超聲速飛行的彈頭為例進行說明。

從固定在彈體上的坐標系來觀察， 氣流以超聲速沖擊彈體， 首先形成脫體激波。 因為氣流經(jīng)過激波時有能量耗散（非等熵流動）， 且激波強度越高耗散越劇烈， 所以氣流的動能經(jīng)過激波后會衰減。 氣流經(jīng)過激波后狀態(tài)發(fā)生變化， 如溫度、 密度、 壓強升高， 速度降低。 改變狀態(tài)后的氣流在彈體表面形成邊界層流動， 且邊界層厚度不斷變化。 在邊界層內(nèi)， 氣體黏性形成的摩擦作用使氣體溫度進一步升高， 最終在黏性底層以導熱的形式將能量傳遞給壁面， 形成壁面熱流。

當來流速度足夠高、 使得激波后的氣體溫度升高到一定程度時， 氣體分子本身的振動能被激發(fā)， 氣體就會發(fā)生電離反應， 由分子狀態(tài)變成離子狀態(tài)， 進而引起物理性質(zhì)的變化和激波位置的改變， 從而影響最終的氣動加熱效果。

而對于復雜幾何外形的飛行器， 飛行器局部部件引起的激波可能會與飛行器其他部位發(fā)生交匯， 激波之間或者激波對邊界層等局部流動產(chǎn)生干擾， 進而影響這些部位的換熱。

而且， 高超聲速飛行器在其所處的飛行環(huán)境下，? 邊界層內(nèi)也會出現(xiàn)邊界轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象。 邊界層轉(zhuǎn)捩通常是指邊界層內(nèi)流動由層流狀態(tài)發(fā)展為湍流狀態(tài)的過程。 在轉(zhuǎn)捩起始點處飛行器表面熱流密度會有一個陡升， 造成氣動加熱加劇， 致使對轉(zhuǎn)捩區(qū)域內(nèi)氣動加熱更難以預測［5］。

根據(jù)氣動加熱的物理過程可知， 要準確得到最終施加給壁面的熱流， 就需要準確描述氣流經(jīng)歷的各個環(huán)節(jié)。 Wuster等詳細描述了NASA蘭利研究中心對再入飛行器HL-20進行氣動熱評估和熱防護系統(tǒng)選型的過程［6］， 指出確定氣動熱環(huán)境的典型方法是首先確定飛行彈道， 然后針對飛行彈道中的關(guān)鍵狀態(tài)進行氣動熱環(huán)境評估； 而氣動熱環(huán)境的評估則是從簡單的熱分析方法（工程方法）到逐漸復雜的CFD（計算流體力學）方法。 隨著設(shè)計過程的深入， CFD的方法也更加細致， 同時還需要進行關(guān)鍵熱環(huán)境狀態(tài)的風洞試驗驗證。 盡管這篇文獻較早， 但是其詳細闡述了氣動熱防護系統(tǒng)研究的各個環(huán)節(jié)， 研究路徑基本相同。

無論超聲速遠場的流動結(jié)構(gòu)如何， 氣動加熱終究是發(fā)生在壁面。 圖2示意了壁面邊界層內(nèi)的氣流速度分布和溫度幅值的變化情況， 其中， Tw=T0是假定壁面溫度恒為T0（常取值300 K）的狀態(tài)， 對應的熱流稱為冷壁熱流， 而Tw>>T0是指壁面溫度在持續(xù)加熱條件下的狀態(tài)， 對應的熱流稱為熱壁熱流。 從局部傳熱的角度看， 氣體傳向壁面的熱流qw可用傅里葉導熱定律來表示：

式中： Tnw是指壁面處的法向溫度梯度； k（T）是壁面處氣體的導熱系數(shù)（即溫度的函數(shù)）。 可見， 壁面受熱后Tw會一直升高， 對應的熱壁熱流不斷減小， 若流場保持穩(wěn)定， 則Tw最終會達到穩(wěn)定值。 但是， 即使Tw達到穩(wěn)定值， 也與表面材料相關(guān)。 受結(jié)構(gòu)材料導熱系數(shù)的影響， 即不同的材料在相同的來流條件下會達到不同的平衡溫度， 因此， 為了便于評估不同飛行條件下的氣動熱， 通常采用冷壁熱流作為衡量參數(shù)， 其排除了材料的影響， 并且在計算時不必考慮流場和結(jié)構(gòu)之間的耦合。

2氣動加熱的數(shù)值仿真

從仿真的角度看， 氣動熱問題的求解就是如何準確地給出壁面處的溫度梯度（見圖2）， 因為其中既涉及到流動問題， 也涉及到高溫氣體參數(shù)和壁面?zhèn)鳠岬膯栴}， 所以物理模型方面就包括流動控制方程、 氣體模型（含化學反應模型）、 湍流模型及壁面網(wǎng)格等問題， 而數(shù)學方法則需要關(guān)注高精度、 低數(shù)值耗散計算格式， 以及邊界精度問題和化學反應求解的效率問題。

2.1工程模型

因為氣動熱的起因就是氣體的黏性， 所以在氣動熱的數(shù)值模擬中應采用黏性流體的N-S方程組。 但即使在計算技術(shù)得到了很好發(fā)展的今天， 求解整個飛行器的黏性繞流仍然是很艱巨的任務(wù)。 因此， 在早期的氣動熱問題求解， 以及目前復雜外形飛行器的氣動熱問題求解過程中， 采用純工程算法、 或者求解無黏流動（Euler方程組）并結(jié)合附面層理論或工程方法求解壁面熱流， 仍然是一種非常實用的方法。

純工程算法實際上是對邊界層內(nèi)參數(shù)求解的一種最簡單的等效方法。 因為不同外形的結(jié)構(gòu)所對應的邊界層不同， 所以純工程算法一般是把復雜的飛行器外形分成球體、 錐體、 后掠圓柱體和楔形體等部分， 分別利用這幾種形體各自經(jīng)過試驗驗證的表面熱流公式進行計算［7-11］。 例如， 駐點熱流的工程計算方法通常采用的Fay-Riddell公式， 是對駐點區(qū)域的高溫氣體邊界層方程進行簡化得到的， 適用于計算來流總焓在1 549～24 158 kJ/kg、 壁溫在300～3 000 K之間的駐點熱流。 公式如下：

式中：? Pr為普朗特數(shù)； Le為路易斯數(shù)； ρw， μw和ρs， μs分別為壁面以及駐點的密度和粘性系數(shù)； hD， hs， hw分別為離解焓、 駐點焓以及壁面焓。 這些工程算法經(jīng)過試驗的檢驗， 具有較高的精度。

但是對于較復雜的飛行器外形、 或者某些較難近似的飛行姿態(tài)， 純工程算法針對某些部位的氣動熱計算偏差就會變大， 因為畢竟這些算法是針對特定部位和飛行姿態(tài)下的邊界層而提出的。 因而， 當氣動熱不涉及到激波/邊界層干擾或縫隙流動等黏性起主要作用的問題時， 采用求解無黏流動+邊界層分析（或工程算法）的方式是較好的選擇， 既可以滿足精度的要求， 又可以在一定程度上滿足快速性的要求。

這方面的較早研究可參考Riley的論文［12］， 其思路是先利用無黏流動計算獲得邊界層外緣的參數(shù)， 再利用這些外緣參數(shù)來分析邊界層流動， 并計算出邊界層的位移厚度， 然后考慮位移厚度對飛行器外形的影響， 再根據(jù)修正的外形重新進行邊界層外緣參數(shù)計算， 最終用這些參數(shù)進行邊界層內(nèi)的傳熱分析， 獲得較為準確的當?shù)乇诿鏌崃鳌?圖3給出了一個比較的算例［12］， 其中AEROHEAT是工程算法的軟件， 可見， 通過無黏流動計算邊界層外的參數(shù)再結(jié)合邊界層分析壁面熱流， 可以得到更符合試驗數(shù)據(jù)的結(jié)果。

在缺乏可靠的計算資源（包括硬件和軟件）時， 這種無黏流計算+邊界層分析的方法非常具有實用價值， 因此得到了充分的發(fā)展和應用。 例如文獻［13］所描述的HEAT2D程序?qū)⒃摲椒ㄅc二維結(jié)構(gòu)傳熱模型相耦合（見圖4）， 可以分析飛行器表面材料在整個飛行過程中的受熱以及溫度變化， 并可獲得足夠的精度。

2.2氣體模型

由圖2和式（1）可知， 準確計算氣動熱的前提就是準確計算壁面法向的溫度分布曲線， 當然也包括邊界層外的溫度。 而在氣體流動中， 影響溫度的參數(shù)是比熱容， 描述比熱容的模型就是氣體模型， 故氣體模型在氣動熱計算中特別重要。

CFD中常用的氣體模型有量熱完全氣體模型（比熱容為常數(shù)）、 單一組分或多組分熱完全氣體模型（其中某一組分的定壓比熱是溫度T的函數(shù)， 且cp-cv=R， R為氣體常數(shù)）。 其中熱完全氣體模型的函數(shù)系數(shù)是由試驗和理論確定的， 比較符合實際情況； 而量熱完全氣體模型的定比熱容假設(shè)只適用于溫度變化不大的情況， 用該模型計算氣動熱的偏差可高達44%［14］； 另外， 定壓比熱的變化對邊界層內(nèi)速度的影響相對較小， 而對溫度（平均溫度、 溫度波動）的影響非常明顯［15］， 因此在氣動熱計算中不應再使用量熱完全氣體模型。 文獻［16］通過數(shù)值計算驗證了熱完全氣體模型的有效性， 指出采用熱完全氣體模型可以提高高溫、 高速流動狀態(tài)下氣動加熱的計算精度。 當氣流總溫不太高時（如低于1 500 K）， 可以采用單一組分的熱完全氣體模型。 但是， 當飛行器的速度足夠高， 以致于激波后氣體溫度升高導致激發(fā)了氣體分子的振動能、 并使氣體發(fā)生電離后， 就應該采用考慮電離反應或化學非平衡過程的多組分熱完全氣體模型［17］。 與（單一組分的）熱完全氣體模型相比， 考慮高溫空氣的化學非平衡特性以后， 一個最明顯的特征就是仿真得到的脫體激波更靠近鈍體， 而且波后氣體的計算溫度會更低一些。 這是因為氣體的電離反應是吸能過程， 電離反應后氣體組分的增加， 使得混合氣體的平均分子量降低、 比熱容增大、 比熱比減小， 這必然會導致混合氣體的溫度更低一些。 從氣動熱計算的角度考慮， 盡管激波位置更接近壁面， 但是電離使混合氣體溫度降低， 這必然會使壁面熱流減小。 圖5給出了文獻［17］的計算結(jié)果， 從數(shù)值模擬的角度給出了例證。

2.3湍流模型與網(wǎng)格尺度

因為湍流模型對流動的影響主要體現(xiàn)在壁面邊界層內(nèi)以及旋渦運動過程中， 而氣動加熱的理化過程是發(fā)生在邊界層內(nèi)， 所以湍流模型的選擇對于氣動加熱仿真來說尤其重要。 只有當仿真所采用的湍流模型能夠準確反映邊界層內(nèi)的流體參數(shù)變化時， 才能保證壁面熱流計算的準確度。 文獻［18］關(guān)于不同邊界層壁面（第一層）網(wǎng)格厚度條件下， 剪應力傳輸（SST）湍流模型對氣動加熱計算結(jié)果的影響， 也恰恰說明這一點。 另外， 不僅湍流模型本身對邊界層壁面網(wǎng)格厚度有要求， 而且壁面?zhèn)鳠徇^程也對網(wǎng)格厚度有要求， 所以需將湍流模型和壁面網(wǎng)格厚度一起討論。

從圖2可以看到， 在氣動加熱的情況下， 邊界層內(nèi)的溫度曲線比速度輪廓線要復雜。 速度輪廓通常是單調(diào)變化的， 無論是層流狀態(tài)還是湍流狀態(tài)均是如此； 但是溫度曲線則不同， 這是因為黏性作用（無論是分子黏性亦或是湍流脈動）使得氣體的動能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能， 故邊界層內(nèi)的氣體溫度在靠近壁面時， 必然逐漸升高到大于壁面溫度， 再通過導熱將熱量傳遞給壁面。 顯然， 當假設(shè)壁面溫度Tw=T0（如300 K）， 即不考慮與結(jié)構(gòu)的熱耦合而只計算冷壁熱流時， 壁面處的溫度梯度更大。 對于數(shù)值計算而言， 參數(shù)梯度越大， 達到精度所需的網(wǎng)格尺度越小， 這就是很多關(guān)于氣動熱計算對壁面網(wǎng)格的尺度有要求的根本原因。 從這個角度來說， 如果不考慮耦合計算的復雜度， 那么計算冷壁熱流比計算熱壁熱流還要困難（需要更小的壁面網(wǎng)格和更小的時間步長， 或更長的收斂時間）。

關(guān)于氣動熱計算的網(wǎng)格尺度研究表明， 壁面第一層網(wǎng)格應落在線性（層流）層內(nèi)； 另外， 與壓強（以聲速）傳播的過程相比， 傳熱過程本身就是慢過程， 所以氣動熱的收斂比氣動力的收斂慢得多。 在氣動熱計算中， 應直接觀察熱流數(shù)據(jù)的收斂， 以確保得到真正的收斂解［19］。

文獻［20］從工程應用的角度對氣動熱計算中5種不同湍流模型的網(wǎng)格尺度進行了對比分析， 指出壁面網(wǎng)格的y+應處于所選湍流模型要求值范圍的1/3左右， 才能保證計算結(jié)果的準確性。 但是該分析缺乏理論依據(jù)， 不具普適性。

在時均化的湍流模型中， 各種不同的模型實際上都是求解湍流黏性系數(shù)μt， 即將湍流的脈動耗散類比為黏性作用， 而在能量方程中， 通常認為湍流普朗特數(shù)Prt（湍流導熱系數(shù)kt與湍流黏性系數(shù)μt之比）為常數(shù)：

這種將Prt視為常數(shù)的假設(shè)對湍流傳熱來講不盡準確， 為此， 文獻［21］對比分析了采用直接數(shù)值模擬（DNS）方法和BL湍流模型的氣動熱計算結(jié)果， 發(fā)現(xiàn)產(chǎn)生差別的原因就是假設(shè)Prt為常數(shù)。 在該文獻中還給出了一種關(guān)于kt的修正方法， 其與y+相關(guān)， 將其應用于BL湍流模型可以較好地預測壁面處的熱參數(shù)。

上述研究具有一定的代表性， 表明在氣動熱流場的仿真中， 選擇何種湍流模型并不決定計算的準確度， 而起主要作用的是壁面網(wǎng)格尺寸和湍流導熱系數(shù)， 這與式（1）是相對應的。 但是壁面網(wǎng)格的y+太小會顯著延長收斂時間， 不適于工程應用。 而文獻［22-23］介紹了一種考慮了傳熱和壓縮性的壁面函數(shù)邊界條件， 在氣動熱計算時應用這種壁面函數(shù)方法可以將壁面網(wǎng)格的尺度放寬， 甚至y+ 達到200以上時仍可以得到比較準確的結(jié)果。 因此認為， 這種方法更具有發(fā)展?jié)摿Α?/p>

2.4計算格式與邊界精度

氣動加熱的數(shù)值模擬主要包括兩個方面的問題： 一是大尺度的宏觀流場結(jié)構(gòu)的模擬， 二是邊界層內(nèi)的流動模擬。 這兩方面問題對仿真方法的要求其實是不同的， 在超聲速流動中， 宏觀流場結(jié)構(gòu)主要是激波， 是典型的可壓縮流動問題， 需要計算格式具有精確捕捉激波的能力； 而邊界層內(nèi)的流動接近于不可壓縮， 且需要計算格式具有盡可能小的數(shù)值耗散以避免影響真實黏性的作用。 現(xiàn)實的情況是， 很多計算格式為了避免激波附近的數(shù)值振蕩而添加了人工黏性， 這勢必會對邊界層求解造成不利的影響。 因此， 氣動熱求解對數(shù)值方法提出了更高的要求， 即數(shù)值格式不僅具有捕捉激波的能力， 還具有較高的精度和小的數(shù)值耗散。 文獻［24］通過數(shù)值試驗指出， 氣動熱計算中無黏項格式應具有激波穩(wěn)定性/魯棒性、 總焓守恒性、 可求解邊界層等特性， 也說明了這一點。

近年來高階計算格式的應用越來越廣， 包括三階MUSCL格式、 四階MDADF-HY格式， 以及五階WENO格式等［25-27］。 文獻［28］研究了這幾種計算格式精度對壁面熱流計算的影響， 表明格式精度越高， 計算結(jié)果準確性越好， 但所需的網(wǎng)格雷諾數(shù)更小。 因此認為， 二階精度的計算格式對于氣動熱計算是足夠的， 氣動熱計算準確的關(guān)鍵在于壁面邊界處理的精度。 因為對于數(shù)值計算而言， 由于邊界處理比較困難， 所以高階格式往往在邊界處進行降階處理， 甚至不能真正達到二階精度。 因此， 提高邊界條件的處理精度， 使之達到全場二階精度對于氣動熱計算更合適。 文獻［29］對氣動熱計算格式的研究進行總結(jié)， 指出還沒有一種格式能夠較好地解決氣動熱的計算精度與網(wǎng)格依賴性問題； 而三階或三階以上的高階格式在邊界處需要較多的網(wǎng)格， 邊界格式處理較為困難， 且復雜流動的魯棒性不如二階格式。

文獻［30］對邊界的計算格式進行了歸納總結(jié)， 指出反射或?qū)ΨQ技術(shù)在曲邊界問題中計算精度較差， 而且現(xiàn)有的修正方法缺乏普適性， 不能保證邊界精度達到二階。 文獻針對非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格有限體積法提出了一種邊界隱式的約束重構(gòu)方法［31］， 在保證邊界值中的約束變量嚴格滿足邊界條件的同時， 又避免了非約束變量被過度指定邊界條件， 并且維持了近邊界區(qū)域流動的各向異性特征。 邊界隱式方法保證了不低于一階精度的邊界單元梯度和不低于二階精度的邊界重構(gòu)值， 進而實現(xiàn)了全場一致的空間二階精度。 文獻中對流-擴散方程的制造解算例表明， 這種方法也適合于氣動熱求解。

文獻［32］對流體-熱-結(jié)構(gòu)耦合的計算格式進行了系統(tǒng)性研究， 指出在氣動加熱計算中加入彈性變形會導致熱流不均勻， 且現(xiàn)有對氣動加熱和彈性變形的耦合計算時間長， 計算精度不夠。 針對上述問題該文建立了一種彈性變形與氣動加熱之間雙向耦合的綜合氣動熱彈性模型［33-34］， 采用分步方法求解氣動熱彈性問題， 在每步計算中通過二階外推法和二階內(nèi)插法保證具有二階時間精度， 實現(xiàn)了全局的二階時間精度。 結(jié)合結(jié)構(gòu)的彈性變形對氣動加熱進行計算能夠提高求解的準確性。

3氣動熱地面試驗

在氣動熱研究中， 地面試驗不僅是建立工程模型的基礎(chǔ)， 也是驗證流場結(jié)構(gòu)、 壁面熱流分布及熱防護材料性能的必備手段。? 本文不討論具體的熱流測量技術(shù)， 而重點關(guān)注試驗設(shè)備的適用性和模擬參數(shù)的相似性問題。

3.1地面試驗設(shè)施

從熱防護材料研究或性能考核的角度考慮， 模擬氣動熱的試驗方法或設(shè)施主要有氧-乙炔燒蝕試驗/等離子燒蝕試驗、 輻射加熱裝置、 高焓風洞等。

氧-乙炔燒蝕試驗/等離子燒蝕試驗方法可參考GJB323A-1996［35］， 將氧-乙炔預混火焰或等離子火焰垂直吹向被測材料表面， 其峰值溫度可達3 000 ℃以上， 冷壁熱流可達3～4 MW/m2。

圖6顯示了氧-乙炔火焰從左向右吹向試件的情況（下邊界為軸線）。 可見這種方式的熱流分布很不均勻， 熱流密度從火焰中心沿半徑方向迅速降低， 這使得試件的表面會燒蝕成圓坑狀。 正因為如此， 這種測試方法一般只適用于考核駐點部位的材料； 但這種方法操作簡單快捷、 核心熱流高， 所以在燒蝕材料考核中經(jīng)常使用。

另一種廣泛應用的模擬表面熱流的方法是熱輻射法。 這種方法采用高加熱率的輻射加熱設(shè)備， 如太陽爐、 電弧燈、 石英燈或石墨加熱元件等， 在試驗時近距離鋪設(shè)在被測試件表面附近， 主要用于對大面積結(jié)構(gòu)件進行加熱。 文獻［36］列舉了美國、 德國、 俄羅斯等國家的該類設(shè)備， 其中電弧燈的加熱功率最大， 可達44 MW/m2， 太陽爐和石墨加熱元件的加熱功率可達4 MW/m2以上， 而石英燈的最大加熱功率一般在2.3 MW/m2。 這種用電能加熱的設(shè)備形式較為簡單， 可以把試驗對象的溫度加熱到1 200～1 850 ℃， 并且可制作成較大的輻射面積（例如NASA Langley的熱噪聲疲勞試驗裝置中試件尺寸達1.25 m×1.25 m）， 因而常用于大型結(jié)構(gòu)件的熱沖擊或熱載荷試驗。 此外， 還有一種采用激光輻照的加熱裝置， 可以實現(xiàn)小尺寸試驗件的燒蝕試驗（見圖7［37］， 氮氣用于吹除燒蝕產(chǎn)物并防止材料氧化）。 但是， 熱輻射方法的缺點也很明顯， 即因為沒有表面氣流的作用， 所以不能模擬材料受到氣動剪切力的情況。

在氣動熱研究中應用最廣的就是高焓風洞， 其與一般風洞的區(qū)別就是來流的總焓（或總溫）高， 是高馬赫數(shù)飛行器熱防護研究的主要設(shè)施。 因為有高速氣流， 所以高焓風洞可以模擬氣動熱和氣動力同時作用， 其主要類型有激波風洞、 蓄熱式風洞、 燃氣式風洞、 電弧風洞等。

其中， 激波風洞（其結(jié)構(gòu)見圖8［38］）產(chǎn)生高焓氣體的部件就是激波管， 與常規(guī)激波管不同的是， 其首先是通過點燃可燃混合氣體在驅(qū)動段形成高溫高壓氣體， 高壓氣體擊破膜片后在從動段形成正激波， 使波后的溫度進一步提高， 達到高焓的目的， 此后高焓氣體再通過噴管加速形成高速氣流， 進入試驗段。 因為激波后形成的高溫氣體有限， 所以激波風洞的工作時間很短， 一般為幾十毫秒， 例如中國的JF12大型激波風洞的馬赫數(shù)范圍是5～9， 有效時間最長至120 ms， 已經(jīng)是世界上主要的大型激波風洞［29］。 由于激波風洞是采用燃燒和正激波的疊加作用來加熱氣體， 所以來流氣體能達到很高的焓值， 可以模擬較高的馬赫數(shù)。 因此， 激波風洞主要用于解決高馬赫數(shù)飛行時的尺度效應、 雷諾數(shù)效應等問題， 如飛行器再入大氣層的研究。 因工作時間短， 所以在進行氣動熱研究時， 一般只能測量冷壁熱流， 并不能用于熱防護材料的考核和研究。

其他形式的高焓風洞一般達不到激波風洞的焓值， 但工作時間較長， 常用于高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)的研究。 蓄熱式風洞采用蓄熱式加熱器， 以小功率長時間加熱方式使貯氣罐中的氣體達到高溫， 其中蓄熱式加熱器常采用電預熱形式， 主要由預熱元件、 蓄熱元件、 隔熱層、 承壓外殼等組成； 高壓氣流通過加熱器， 利用強迫對流換熱， 使氣流迅速加熱到要求的溫度［39］。 蓄熱式風洞的優(yōu)點是可以提供高溫的純凈空氣， 這對于超燃沖壓發(fā)動機的研究是有利的， 因為純凈空氣不影響發(fā)動機內(nèi)的燃燒過程。 例如， NASA格林研究中心的HTF是一個下吹式自由射流風洞， 能夠模擬馬赫數(shù)5， 6， 7的真實飛行狀態(tài)。 其采用一個3 MW功率的石墨蓄熱加熱器來加熱空氣， 蓄熱式加熱器最初為卵石床， 后改造為空心磚型［40］。 蓄熱式風洞的最高氣體溫度受蓄熱材料的限制， 采用高純氧化鋁材料時最高溫度可達2 000 K， 若采用氧化鋯材料則理論最高溫度可達2 500 K。

燃氣式風洞是采用燃料和氧化劑燃燒形成高溫高壓燃氣， 其工作原理和燃燒室都類似于液體火箭發(fā)動機， 只是噴管為風洞用噴管。 這種風洞的最高氣體溫度是推進劑在給定混合比下的理論燃燒溫度， 最高可達3 000 K左右。 由于溫度由燃燒產(chǎn)生， 所以其分布受到噴注單元空間分布的影響， 在試驗段的總溫存在一定的不均勻度。

電弧風洞采用大功率等離子電弧加熱器對來流空氣進行加熱， 使之達到高溫， 是國內(nèi)外進行熱防護系統(tǒng)研究的基本設(shè)備。 圖9是FD15電弧風洞示意圖， 主要由疊片電弧加熱器、 噴管、 試驗段、 冷卻器和真空系統(tǒng)組成［41］。 因為電弧風洞的能力主要由加熱器的功率決定， 所以為了盡可能對真實尺寸的部件進行氣動加熱考核， 研究人員一直在努力提升電弧加熱器的功率， 以期擴大流量、 增大試驗段尺寸。 例如NASA Ames IHF疊片電弧加熱器功率達60 MW， 配備的半橢圓噴管最大出口尺寸為942 mm×200 mm； 意大利CIRA Scirocco疊片加熱器功率達70 MW， 錐形噴管最大出口直徑達1 950 mm。

綜上可知， 這些氣動熱試驗設(shè)備的建造和使用成本是依次增大的， 而且根本不在一個量級上。 所以對于熱防護材料的研究， 應選擇恰當?shù)脑O(shè)備作為考核依據(jù)。 表1歸納了上述試驗方法的適用范圍以及優(yōu)缺點。

3.2熱防護材料模擬試驗中的相似方法

對于熱防護材料研究， 不僅要選擇恰當?shù)脑囼炘O(shè)備， 還必須考慮準確的相似參數(shù)。 因為冷壁熱流與被測材料無關(guān)而只與來流參數(shù)相關(guān)， 所以冷壁熱流一直是衡量不同飛行條件下氣動熱效應的首要參數(shù)， 也是地面模擬試驗中需要保證一致的參數(shù)。 但是， 這個原則做起來很難， 原因就在于難以準確測量甚至無法測量大的冷壁熱流值， 所以在風洞試驗中， 常常采用恢復焓值與來流一致作為地面試驗的模擬條件。 同時， 因為風洞試驗常采用縮比試件以及高溫非平衡流的存在， 在高焓風洞試驗中還要保證雙尺度參數(shù)ρ∞L一致［42-43］。

文獻［44］利用鈍體標準模型對比了風洞試驗和飛行試驗之間的參數(shù)差別， 文獻［45］對此進行了復現(xiàn)。 研究發(fā)現(xiàn)， 對于縮比試驗件， 如果保證雙尺度參數(shù)ρ∞L一致， 則試驗測得的冷壁熱流會比飛行試驗高， 如圖10（a）所示； 當把試驗測量值除以密度比（試驗中的氣體密度/飛行時的氣體密度=5）后， 試驗熱流值與飛行熱流值接近， 在駐點附近的偏差很小， 在錐段偏差逐漸增大， 如圖10（b）所示。 這說明在研究熱流為主的熱效應時， 應以密度作為相似參數(shù)， 如果試驗中氣體密度高于飛行狀態(tài)， 那么試驗熱流就會過高。

從定性分析上也可以得到相同的結(jié)論。 因為近壁處的冷壁熱流q0符合對流換熱公式：

q0=α（Tr－T0）（4）

式中： α為對流換熱系數(shù)； Tr為邊界層外的恢復溫度； T0為冷壁面溫度。

當試驗中的恢復焓與飛行狀態(tài)相同時， 恢復溫度也與飛行狀態(tài)相同， 這時冷壁熱流就取決于對流換熱系數(shù)。 由于α與氣流密度相關(guān)， 在對流速度接近的條件下， 密度越大， α越大， 從而冷壁熱流也就越大。

非常遺憾的是， 在實際利用高焓風洞做熱防護材料試驗時， 一般只保證來流的恢復焓一致， 而不太考慮密度的一致性。 這主要是為了控制試驗成本的原因， 因為每一個飛行狀態(tài)的大氣密度都不同， 如果要保證密度一致， 就需要為每一個試驗工況專門設(shè)計加工風洞噴管， 使高溫高壓的氣流恰好膨脹到指定的密度。 如此高的試驗成本是一般考核試驗所不能承受的， 因此多數(shù)情況下試驗段的氣流速度低于飛行狀態(tài)、 而密度和壓強都高于飛行狀態(tài)， 這就導致試驗狀態(tài)下的熱流高于飛行狀態(tài)， 密度或壓強比值越大， 熱流偏差也就越大。

針對上述情況， 當不能保證密度一致性時， 就應該考慮改變試驗中來流的焓值， 文獻［46-48］提出了修正試驗焓值的方法， 可以在較低的來流焓和速度下模擬高空高馬赫數(shù)來流條件。

4結(jié)束語

在本文中， 只是對氣動加熱數(shù)值仿真和地面試驗模擬方法進行了歸納和分析， 從傳熱的原理出發(fā)對仿真和試驗方法提出了一些建議。 在數(shù)值仿真研究方面， 進一步發(fā)展無黏流+工程模型來預示全彈道的氣動熱可能更符合工程應用， 在粗網(wǎng)格下構(gòu)建適用性更強的壁面函數(shù)， 可以在保證仿真精度的前提下減小計算量和收斂時間， 提高壁面邊界條件的精度是進一步提高仿真準確度的有效途徑。 在熱防護材料的試驗研究方面， 僅保證焓值一致會引起過高的熱流， 試驗中氣體密度高是引起偏差的主要原因， 為了達到天地一致的加熱效果， 應降低試驗的焓值。

隨著高超聲速飛行器的發(fā)展， 對氣動加熱的研究日趨廣泛和深入， 本文中的討論難免有局限性， 期望這些討論對同行有所裨益和啟發(fā)。

參考文獻：

［1］ 趙雄飛， ?吳國東，? 王志軍，? 等. 超高速彈丸氣動熱的數(shù)值模擬［J］. 彈箭與制導學報，? 2017，? 37（2）： 108-110.

Zhao Xiongfei，? Wu Guodong，? Wang Zhijun，? et al. Numerical Simu－lation of Aerodynamic Heat of Hypersonic Projectile［J］. Journal of Projectiles，? Rockets，? Missiles and Guidance，? 2017，? 37（2）： 108-110.（in Chinese）

［2］ Culler A J，? McNamara J J. Impact of Fluid－Thermal－Structural Coupling on Response Prediction of Hypersonic Skin Panels［J］. AIAA Journal，? 2011，? 49（11）： 2393-2406.

［3］ Minyushkin D N，? Kryukov I A. Calculation of Aerodynamic Heating and Ablation of Thermal Protection System in Axisymmetric Formulation［J］.

Computational Mechanics and Modern Applied Software Systems，? 2019，? 2181（1）： 020025.

［4］ 蒲旭陽，? 劉偉雄，? 李向東，? 等. 抽吸排氣式高焓風洞應用實驗研究［J］. 推進技術(shù)，? 2018，? 39（2）： 450-455.

Pu Xuyang，? Liu Weixiong，? Li Xiangdong，? et al. Applied Experimental Study of Exhaust High Enthalpy Tunnel with Pumping［J］. Journal of Propulsion Technology，? 2018，? 39（2）： 450-455.（in Chinese）

［5］ 章輝，? 張向洪. 考慮邊界層轉(zhuǎn)捩的復雜外形火箭彈氣動熱計算［J］. 兵器裝備工程學報，? 2018，? 39（5）： 83-87.

Zhang Hui，? Zhang Xianghong. Aerodynamic Heating Calculation of Rocket with Complex Shape Considering Boundary Layer Transition［J］. Journal of Ordnance Equipment Engineering，? 2018，? 39（5）： 83-87.（in Chinese）

［6］ Wurster K E，? Stone H W. Aerodynamic Heating Environment Definition/Thermal Protection System Selection for the HL－20［J］. Journal of Spacecraft and Rockets，? 1993，? 30（5）： 549-557.

［7］ 周其成. 地球軌道衛(wèi)星再入大氣層氣動加熱計算［J］. 中國空間科學技術(shù)，? 1982 （4）： 23-36.

Zhou Qicheng. Calculation of Aerodynamic Heating of Earth Orbiting Satellite Re－Entering the Atmosphere［J］. Chinese Space Science and Technology，? 1982 （4）： 23-36.（in Chinese）

［8］ 呂麗麗. 高超聲速氣動熱工程算法研究［D］. 西安： 西北工業(yè)大學，? 2005.

Lü Lili. Research on Hypersonic Aerothermal Engineering Algorithm［D］. Xian： Northwestern Polytechnical University，? 2005. （in Chinese）

［9］ 楊愷，? 高效偉. 高超聲速氣動熱環(huán)境工程算法［J］. 導彈與航天運載技術(shù)，? 2010（4）： 19-23.

Yang Kai，? Gao Xiaowei. Engineering Algorithm for Aeroheating Environment of Hypersonic Aircrafts［J］. Missiles and Space Vehicles，? 2010（4）： 19-23.（in Chinese）

［10］ 張志豪，? 孫得川. 飛行器氣動加熱燒蝕工程計算［J］. 兵工學報，? 2015，? 36（10）： 1949-1954.

Zhang Zhihao，? Sun Dechuan. Calculation of Aerodynamic Heating and Ablation of Multi－Layer Thermal Protection Material［J］. Acta Armamentarii，? 2015，? 36（10）： 1949-1954.（in Chinese）

［11］ 康宏琳，? 閻超，? 李亭鶴，? 等. 高超聲速再入鈍頭體表面熱流計算［J］. 北京航空航天大學學報，? 2006，? 32（12）： 1395-1398.

Kang Honglin，? Yan Chao，? Li Tinghe，? et al. Numerical Study of Aeroheating Predictions for Hypersonic Reentry Bodies［J］. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，? 2006，? 32（12）： 1395-1398.（in Chinese）

［12］ Riley C J. An Engineering Method for Interactive Inviscid－Boundary Layers in Three－Dimensional Hypersonic Flows ［D］. Raleigh： North Carolina State University，? 1992.

［13］ Rafla F K. Aerodynamic Heating Coupled with Structural Tempera－ture Response Analysis for Hypersonic Flight Vehicles［C］∥AIAA Aviation? Forum，? 2019.

［14］ 夏剛，? 程文科，? 秦子增. Spalart-Allmaras湍流模型在高超聲速氣動加熱計算中的應用［J］. 國防科技大學學報，? 2002，? 24（6）： 15-18.

Xia Gang，? Cheng Wenke，? Qin Zizeng. Application of the Spalart－Allmaras Turbulence Model in Hypersonic Aerothermodynamics Computations［J］. Journal of National University of Defense Technology，? 2002，? 24（6）： 15-18.（in Chinese）

［15］ Dong M，? Zhou H. The Effect of High Temperature Induced Variation of Specific Heat on the Hypersonic Turbulent Boundary Layer and Its Computation［J］. Science China Physics，? Mechanics and Astronomy，? 2010，? 53（11）： 2103-2112.

［16］ Jiang Z H，? Yan C，? Yu J，? et al. Effective High－Order Solver with Thermally Perfect Gas Model for Hypersonic Heating Prediction［J］. Applied Thermal Engineering，? 2016，? 99： 147-159.

［17］ 楊建龍，? 劉猛，? 阿嶸. 高超聲速熱化學非平衡對氣動熱環(huán)境影響［J］. 北京航空航天大學學報，? 2017，? 43（10）： 2063-2072.

Yang Jianlong，? Liu Meng，? A Rong. Influence of Hypersonic Thermo－Chemical Non－Equilibrium on Aerodynamic Thermal Environments［J］. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，? 2017，? 43（10）： 2063-2072.（in Chinese）

［18］ Nie T，? Liu W Q. CFD Turbulent Model and Grid Dependency of Hypersonic Aerodynamic Heating Calculation Accuracy［J］. Applied Mechanics and Materials，? 2013，? 291/292/293/294： 1636-1639.

［19］ 潘沙，? 馮定華，? 丁國昊，? 等. 氣動熱數(shù)值模擬中的網(wǎng)格相關(guān)性及收斂［J］. 航空學報，? 2010，? 31（3）： 493-499.

Pan Sha，? Feng Dinghua，? Ding Guohao，? et al. Grid Dependency and Convergence of Hypersonic Aerothermal Simulation［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，? 2010，? 31（3）： 493-499.（in Chinese）

［20］ 董素君，? 居世超，? 齊玢，? 等. CFD-FASTRAN氣動熱計算模型及網(wǎng)格效應分析［J］. 航空計算技術(shù)，? 2011，? 41（2）： 40-42.

Dong Sujun，? Ju Shichao，? Qi Bin，? et al. Model and Grid Depen－dency of Hypersonic Aerodynamic Heating Calculation Accuracy by CFD－FASTRAN Software［J］. Aeronautical Computing Techn－ique，? 2011，? 41（2）： 40-42.（in Chinese）

［21］ 董明，? 周恒. 高超音速湍流邊界層氣動熱計算中湍流模式的改進［J］. 中國科學： 物理學 力學 天文學，? 2010，? 40（2）： 231-241.

Dong Ming，? Zhou Heng. Improvement of Turbulence Model in Aerothermal Calculation of Hypersonic Turbulent Boundary Layer［J］. Scientia Sinica：Pysica，? Mechanica & Astronomica，? 2010，? 40（2）： 231-241.（in Chinese）

［22］ 賀旭照. 高超聲速飛行器氣動力氣動熱數(shù)值模擬和超聲速流動的區(qū)域推進求解［D］. 綿陽： 中國空氣動力研究與發(fā)展中心，? 2007.

He Xuzhao. Numerically Simulate Aero－Force & Heat of Hypersonic Vehicles and Region Marching Method for Supersonic Flow Simulation［D］. Mianyang： China Aerodynamics Research and Development Center，? 2007. （in Chinese）

［23］ Nichols R H，? Nelson C C. Wall Function Boundary Conditions Including Heat Transfer and Compressibility［J］. AIAA Journal，? 2004，? 42（6）： 1107-1114.

［24］ Kitamura K，? Shima E J，? Nakamura Y，? et al. Evaluation of Euler Fluxes for Hypersonic Heating Computations［J］. AIAA Journal，? 2010，? 48（4）： 763-776.

［25］ Sun Z S，? Ren Y X，? Larricq C，? et al. A Class of Finite Difference Schemes with Low Dispersion and Controllable Dissipation for DNS of Compressible Turbulence［J］. Journal of Computational Phy－sics，? 2011，? 230（12）： 4616-4635.

［26］ Li Y H，? Chen C W，? Ren Y X. A Class of High－Order Finite Difference Schemes with Minimized Dispersion and Adaptive Dissipation for Solving Compressible Flows［J］. Journal of Computational Physics，? 2022，? 448： 110770.

［27］ Sun Z S，? Hu Y，? Ren Y X，? et al. An Optimal Finite Difference Scheme with Minimized Dispersion and Adaptive Dissipation Considering the Spectral Properties of the Fully Discrete Scheme［J］. Journal of Scientific Computing，? 2021，? 89（2）： 32.

［28］ 孫振生，? 王江彬，? 胡宇，? 等. 基于高分辨率格式的高超聲速氣動熱數(shù)值模擬研究［J］. 航空兵器，? 2022，? 29（4）： 64-69.

Sun Zhensheng，? Wang Jiangbin，? Hu Yu，? et al. Numerical Simulation of Hypersonic Aerodynamic Heat Based on High Resolution Scheme［J］. Aero Weaponry，? 2022，? 29（4）： 64-69.（in Chinese）

［29］ 彭治雨，? 石義雷，? 龔紅明，? 等. 高超聲速氣動熱預測技術(shù)及發(fā)展趨勢［J］. 航空學報，? 2015，? 36（1）： 325-345.

Peng Zhiyu，? Shi Yilei，? Gong Hongming，? et al. Hypersonic Aeroheating Prediction Technique and Its Trend of Development［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，? 2015，? 36（1）： 325-345.（in Chinese）

［30］ 陳澤棟. 針對格心型有限體積法的基于格點的變量/梯度重構(gòu)算法［D］. 大連： 大連理工大學，? 2022.

Chen Zedong. Vertex－Based Variables/ Gradient Reconstruction Algorithm for Cell－Centered Finite Volume Method［D］. Dalian： Dalian University of Technology， 2022. （in Chinese）

［31］ Chen Z D，? Zhang F，? Liu J，? et al. An Iterative Near－Boundary Reconstruction Strategy for Unstructured Finite Volume Method［J］. Journal of Computational Physics，? 2020，? 418： 109621.

［32］ Culler A J，? McNamara J J. Studies on Fluid－Thermal－Structural Coupling for Aerothermo－Elasticity in Hypersonic Flow［J］. AIAA Journal，? 2010，? 48（8）： 1721-1738.

［33］ Miller B A，? McNamara J J. Loosely Coupled Time－Marching of Fluid－Thermal－Structural Interactions with Time－Accurate CFD［C］∥56th AIAA/ASCE/AHS/ ASC Structures，? Structural Dynamics，? and Materials Conference，? 2015.

［34］ Miller B A，? McNamara J J. Efficient Fluid－Thermal－ Structural Time Marching with Computational Fluid Dynamics［J］. AIAA Journal，? 2018，? 56（9）： 3610-3621.

［35］ GJB323A-1996 燒蝕材料燒蝕試驗方法［S］. 北京： 國防科學技術(shù)工業(yè)委員會，? 1996.

GJB323A-1996 Ablation Test Method for Ablative Materials［S］. Beijing： Commission of Science，? Technology and Industry for National Defense，? 1996. （in Chinese）

［36］ 王樂善，? 王慶盛. 結(jié)構(gòu)熱試驗技術(shù)的新發(fā)展［J］. 導彈與航天運載技術(shù)，? 2000（2）： 7-13.

Wang Leshan，? Wang Qingsheng. The Recent Trends of Thermal－Test Technique of Structure［J］. Missiles and Space Vehicles，? 2000（2）： 7-13.（in Chinese）

［37］ Gasch M，? Agrawal P. Thermal Testing of Thermal Protection System （TPS） Materials［C］∥Material Science and Technology Technical Meeting and Exhibition （MS&T14），? 2014.

［38］ 劉云峰，? 汪運鵬，? 苑朝凱，? 等. JF12長實驗時間激波風洞10°尖錐氣動力實驗研究［J］. 氣體物理，? 2017，? 2（2）： 1-7.

Liu Yunfeng，? Wang Yunpeng，? Yuan Chaokai，? et al. Aerodynamic Force Measurements of 10° Half－Angle Cone in JF12 Long－Test－Time Shock Tunnel［J］. Physics of Gases，? 2017，? 2（2）： 1-7.（in Chinese）

［39］ 陳久芬，? 章起華，? 唐志共. 常規(guī)高超聲速風洞蓄熱式加熱器性能參數(shù)計算［J］. 實驗流體力學，? 2012，? 26（5）： 88-92.

Chen Jiufen，? Zhang Qihua，? Tang Zhigong. Performance Parameter Computation of the Storage Heater in a General Hypersonic Wind Tunnel［J］. Journal of Experiments in Fluid Mechanics，? 2012，? 26（5）： 88-92.（in Chinese）

［40］ 羅飛騰，? 宋文艷，? 李衛(wèi)強. 高溫純凈空氣風洞加熱技術(shù)的應用與發(fā)展［J］. 世界科技研究與發(fā)展，? 2010，? 32（6）： 827-831.

Luo Feiteng，? Song Wenyan，? Li Weiqiang. Application and Deve－lopment of Clean Air Heater Technology for High Temperature Wind Tunnel［J］. World Sci－Tech R&D，? 2010，? 32（6）： 827-831.（in Chinese）

［41］ 歐東斌，? 陳連忠，? 董永暉，? 等. 大尺寸結(jié)構(gòu)部件電弧風洞燒蝕試驗技術(shù)［J］. 空氣動力學學報，? 2015，? 33（5）： 661-666.

Ou Dongbin，? Chen Lianzhong，? Dong Yonghui，? et al. Ablation Test Technique of Large Scale Structure Component in Arc－Heated Wind Tunnel［J］. Acta Aerodynamica Sinica，? 2015，? 33（5）： 661-666.（in Chinese）

［42］ Hall J G，? Eschenroeder A Q，? Marrone P V. Blunt－Nose Inviscid Airflows with Coupled Nonequilibrium Processes［J］. Journal of the Aerospace Sciences，? 1962，? 29（9）： 1038-1051.

［43］ 袁軍婭，? 蔡國飆，? 楊紅亮，? 等. 高焓非平衡氣動熱環(huán)境的試驗模擬及影響［J］. 實驗流體力學，? 2012，? 26（6）： 35-39.

Yuan Junya，? Cai Guobiao，? Yang Hongliang，? et al. Test Simulation of Heat Environment in High Enthalpy Nonequilibrium Flow and Effects［J］. Journal of Experiments in Fluid Mechanics，? 2012，? 26（6）： 35-39.（in Chinese）

［44］ Muylaert J，? Walpot L，? Hauser J，? et al. Standard Model Testing in the European High Enthalpy Facility F4 Andextrapolation to Flight［C］∥28th Joint Propulsion Conference and Exhibit，? 1992.

［45］ 董維中，? 樂嘉陵，? 高鐵鎖. 鈍體標模高焓風洞試驗和飛行試驗相關(guān)性的數(shù)值分析［J］. 流體力學實驗與測量，? 2002，? 16（2）： 1-8.

Dong Weizhong，? Le Jialing，? Gao Tiesuo. Numerical Analysis for Correlation of Standard Model Testing in High Enthalpy Facility and Flight Test［J］. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，? 2002，? 16（2）： 1-8.（in Chinese）

［46］ Sun D C，? Lu M. Parmeter Similarity Method for Test Simulation Conditions of Aerodynamic Heating Environment： US， 20200217749［P］. 2020-07-09.

［47］ 孫得川，? 盧明. 一種氣動熱環(huán)境試驗模擬條件的參數(shù)相似方法：中國， CN109029907A［P］. 2020-07-14.

Sun Dechuan，? Lu Ming. Parameter Resembling Method for Aerodynamic Thermal Environment Experimental Simulation Conditions： China，? CN109029907A［P］. 2020-07-14.（in Chinese）.

［48］ Li X P，? Sun D C. A New Device and Method for Simulating Hypersonic Aerothermal Environment［C］∥ IAF Materials and Structures Symposium，? 2019.

Numerical Simulation of Aerodynamic Heating and Its Ground Test Simulation Technology

Sun Dechuan*，? Li Shuyue

（School of Aeronautics and Astronautics，? Dalian University of Technology， State Key Laboratory of

Structural Analysis for Industrial Equipment，? Dalian 116024，? China）

Abstract： Numerical simulation and related experimental research on supersonic aerodynamic heating are important contents in the development of hypersonic vehicles. The boundary layer flow and heat transfer process in the supersonic aerodynamic heating phenomenon are analyzed，? and the effects of the engineering model，? gas model，? turbulence model，? grid scale，? calculation scheme，? and boundary conditions in aerodynamic heating simulation on the numerical simulation are discussed from the physical point of view. This paper introduces the test equipments commonly used in the research of aerodynamic heating，? such as oxygebacetylene flame ablation，? radiation heater? and high enthalpy wind tunnel，? and their advantages and disadvantages，? also discusses the similar parameters in the ground simulation test， and points out the reasons for the over high heat flow of the cold wall.

Key words： aerodynamic heating; numerical simulation; ground test; test facility; similarity parameter

收稿日期：? 2022-11-29

*作者簡介：? 孫得川（1973-）， 男， 河北容城人， 教授。