基于INTESIM軟件的熱化學(xué)非平衡氣體數(shù)值模擬

關(guān)鍵詞：高超聲速；鈍錐；化學(xué)非平衡；CFD求解模塊

中圖分類號(hào)：TP311 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1009-3044（2024）28-0130-03

0 引言

超聲速飛行技術(shù)在軍事領(lǐng)域具有重要應(yīng)用價(jià)值。裝備超聲速飛行能力的戰(zhàn)斗機(jī)、導(dǎo)彈等武器能夠快速到達(dá)目標(biāo)，提高作戰(zhàn)效能。掌握超聲速飛行技術(shù)不僅能增強(qiáng)一個(gè)國家的國際競爭力，還能提升其在國際舞臺(tái)上的地位。近年來，隨著國際形勢的錯(cuò)綜復(fù)雜變化，各國對飛行器超聲速飛行的研究日益重視，特別是高超領(lǐng)域的研究，已成為近年的研究重點(diǎn)。高超聲速飛行器需要在高溫、高壓、高速的環(huán)境下飛行，因此氣動(dòng)設(shè)計(jì)成為非常重要的研究方向。研究者們正致力于探索各種氣動(dòng)布局和外形，以提高飛行器的性能和穩(wěn)定性。

此外，當(dāng)飛行器的飛行速度達(dá)到一定臨界值時(shí)，其動(dòng)能會(huì)轉(zhuǎn)化為周圍空氣的內(nèi)能，從而產(chǎn)生高溫效應(yīng)。這導(dǎo)致飛行器周圍的空氣發(fā)生離解、電離以及原子復(fù)合等一系列復(fù)雜的化學(xué)反應(yīng)和物理效應(yīng)，這些現(xiàn)象對雷達(dá)探測、飛行器與地面的通信等技術(shù)手段產(chǎn)生了嚴(yán)重的影響。本文基于雙溫度模型，在原型流體仿真求解器體系基礎(chǔ)上進(jìn)行了化學(xué)非平衡求解模塊的擴(kuò)展，從數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)擴(kuò)展、求解器流程設(shè)計(jì)、雙溫模型功能等方面進(jìn)行了深入研究，實(shí)現(xiàn)了熱化學(xué)非平衡流數(shù)值模擬的雙溫模型功能開發(fā)，形成了高溫真實(shí)氣體效應(yīng)的數(shù)值模擬能力，為高超飛行器熱化學(xué)非平衡流對氣動(dòng)特性影響的研究提供了有力的分析工具。

1 三維熱化學(xué)非平衡氣體控制方程

根據(jù)三大守恒定律構(gòu)建笛卡爾直角坐標(biāo)系下的計(jì)算流體力學(xué)控制方程，為模擬空氣離解、電離后的組分狀態(tài)，建立混合氣體的各組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)守恒方程，最終可以得到包含了多個(gè)組分氣體的三維瞬態(tài)流動(dòng)計(jì)算流體力學(xué)控制方程如下[1]：

2 三維高超聲速純錐繞流計(jì)算

20世紀(jì)60年代末，為了研究高超聲速飛行器再入時(shí)產(chǎn)生的“黑障”，即通信中斷問題，美國進(jìn)行了RAM-C 系列飛行實(shí)驗(yàn)[2-3]。其中，第二次飛行試驗(yàn)RAM-C Ⅱ的實(shí)驗(yàn)結(jié)果詳盡，且獲得了鈍錐表面及壁面附近的電子數(shù)密度，這為后續(xù)對高超聲速飛行下的空氣電離問題及飛行器外流場分布提供了重要參考[4]。RAM-C的設(shè)計(jì)試驗(yàn)構(gòu)型為鈍錐結(jié)構(gòu)，鈍錐的頭端半徑尺寸為0.1524 m，半錐角9°，模型全長1.295 m。本文計(jì)算了71 km飛行高度下的熱化學(xué)非平衡流場，計(jì)算的網(wǎng)格采用全六面體網(wǎng)格，網(wǎng)格劃分如圖1所示。海拔71 km高度下的計(jì)算條件參考文獻(xiàn)[4]，來流馬赫數(shù)Ma為25.9，遠(yuǎn)場自由來流溫度為215.79 K，壓力為4.91 Pa，組分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為氧氣0.21，氮?dú)?.79。

從圖2的駐點(diǎn)線平動(dòng)—轉(zhuǎn)動(dòng)與振動(dòng)—電子溫度分布曲線可以看出，平動(dòng)—轉(zhuǎn)動(dòng)溫度與振動(dòng)—電子溫度在激波后存在顯著差異，表明該區(qū)域存在十分明顯的平動(dòng)振動(dòng)非平衡現(xiàn)象。熱化學(xué)非平衡流動(dòng)的計(jì)算包含了空氣的各組分在高溫、高壓下的整個(gè)反應(yīng)過程，空氣電離后各組分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)的分布是判斷求解器性能的一個(gè)重要指標(biāo)。在圖3中，可以看到沿著駐點(diǎn)線的位置各組分氣體的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布曲線。由于高超聲速導(dǎo)致的駐點(diǎn)位置高溫高壓狀態(tài)，使得氧氣分子和氮?dú)夥肿釉诒诿娓浇l(fā)生了快速的分解，離解為氧原子、氮原子，其質(zhì)量分?jǐn)?shù)迅速增大。高超聲速流動(dòng)的氣體在駐點(diǎn)附近形成了弓形激波，使得后面的溫度繼續(xù)升高，在高溫、高壓作用下激波位置將進(jìn)一步發(fā)生化學(xué)反應(yīng)并產(chǎn)生NO，部分NO發(fā)生電離分解，生成NO^-和e^-。由于高超聲速流動(dòng)的存在，下游壁面位置發(fā)生的所有反應(yīng)對上游流場的影響是有限的，特別是混合氣體的能量、壓力、速度、密度等各物理參量，并不會(huì)因?yàn)橄掠畏磻?yīng)的存在產(chǎn)生重要影響。

由圖2和圖3所示，駐點(diǎn)線溫度和組分摩爾分?jǐn)?shù)分布表明，激波后高溫區(qū)域出現(xiàn)明顯的分子離解與電離反應(yīng)，而物面附近邊界層內(nèi)由于溫度急劇下降至壁面溫度，因此化學(xué)反應(yīng)向復(fù)合方向移動(dòng)，使得原子摩爾分?jǐn)?shù)下降，分子摩爾分?jǐn)?shù)上升。文獻(xiàn)[5]中的駐點(diǎn)線溫度分布曲線與組分摩爾分?jǐn)?shù)分布曲線的結(jié)果也在圖中給出。同時(shí)圖4給出了物面壓力與文獻(xiàn)[5]的對比，由圖中結(jié)果可以看到，二者基本吻合。

圖5將不同計(jì)算方法[1]得到的物面電子數(shù)密度分布與飛行試驗(yàn)[2]進(jìn)行了對比。由于物面電子摩爾分?jǐn)?shù)屬于極小量，因此熱化學(xué)反應(yīng)物理模型的選擇對計(jì)算結(jié)果影響較大。本程序獲得了與飛行試驗(yàn)趨勢與量級較為一致的計(jì)算結(jié)果，尤其在駐點(diǎn)附近電子數(shù)密度較高區(qū)域，與實(shí)驗(yàn)計(jì)算結(jié)果基本一致。

3 結(jié)束語

本文采用國內(nèi)CAE自主軟件INTESIM高超聲速求解模塊，對三維高超聲速純錐繞流問題進(jìn)行仿真，并對計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。通過對計(jì)算結(jié)果的分析和實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對比，表明了三維高超聲速求解模塊對于熱化學(xué)非平衡問題計(jì)算精度的可靠性，該模塊基本可滿足航空航天領(lǐng)域工程問題的實(shí)際應(yīng)用需求。