高超聲速再入飛行器化學(xué)反應(yīng)非平衡效應(yīng)

魯少強(qiáng)+李小萌

摘要：當(dāng)物體以高超聲速飛行時，其頭部會產(chǎn)生一道非常強(qiáng)烈的弓形激波，激波后的溫度非常高，計(jì)算激波后的溫度，對于再入飛行器表面的熱防護(hù)有著重要的意義。本文通過數(shù)值模擬分析可以看出，等離子體環(huán)境將對飛行器產(chǎn)生非常大的影響，例如黑障現(xiàn)象，此外還會干擾飛行器內(nèi)電子設(shè)備的運(yùn)行，對再入飛行器的壁面產(chǎn)生沖擊，甚至燒毀。因此，計(jì)算激波后的溫度，對于再入飛行器表面的熱防護(hù)有著重要的意義。

Abstract： When the object is flying in hypersonic， its head will produce a very strong bow shock. The temperature after the shock is very high. Calculating the temperature after the shock wave is of great significance to the thermal protection of the surface of the reentry vehicle. In this paper， through numerical simulation， it can be seen that the plasma environment will have a very large impact on the aircraft， such as the black barrier phenomenon， in addition to， it will interfere with the operation of electronic equipment within the aircraft， and also has impact of the wall of reentry vehicle， or even burned. Therefore， the calculation of the temperature after the shock wave has important significance for the thermal protection of the wall of reentry vehicle.

關(guān)鍵詞：高超聲速；化學(xué)非平衡；數(shù)值分析

Key words： hypersonic；chemical nonequilibrium；numerical analysis

中圖分類號：TN787 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1006-4311（2017）20-0087-02

0 引言

當(dāng)物體以高超聲速飛行時，其頭部會產(chǎn)生一道非常強(qiáng)烈的弓形激波，激波后的溫度非常高，足以使空氣中的分子發(fā)生離解，甚至電離。這時，量熱完全氣體模型已經(jīng)不再適用，真實(shí)氣體效應(yīng)非常顯著。因此，在求解激波后的溫度時，必須考慮化學(xué)反應(yīng)帶來的影響。

以“阿波羅11號”為例，1969年7月24日， “阿波羅11號”成功返回大氣層。在返回期間，“阿波羅”飛船的飛行速度非常高，實(shí)際上達(dá)到了脫離地球引力的逃逸速度：約為11.2km/s。假設(shè)高度為53km，飛行器馬赫數(shù)為32.5，這時自由來流的溫度為283K，根據(jù)量熱完全氣體求解激波后的溫度，可以得出激波層后的溫度達(dá)到了58128K，高的離譜，這也是完全錯誤的。當(dāng)考慮化學(xué)反應(yīng)時：比熱γ≠1.4。利用激波后流動處于局部化學(xué)平衡的假設(shè)，得到激波后溫度為11600K[1]。相比之下，溫度小了很多，但仍是一個非常高的溫度。因此，計(jì)算激波后的溫度，對于再入飛行器表面的熱防護(hù)有著重要的意義。

1 流動物理問題說明

當(dāng)再入飛行器以高超聲速飛行時，其周圍流場可以分為兩個部分：鈍頭附近的亞聲速區(qū)，后身附近均為超聲速區(qū)。當(dāng)馬赫數(shù)非常高時，鈍頭體頭部弓形激波后的氣體溫度非常高，引起氣體發(fā)生一系列物理化學(xué)反應(yīng)，包括分子離解、復(fù)合，原子電離、復(fù)合等。由于化學(xué)反應(yīng)速率有限，因此，該區(qū)域中的流動屬于高溫非平衡流，流場中各流動參數(shù)變化劇烈。因此，對流場進(jìn)行考慮化學(xué)反應(yīng)的數(shù)值仿真，對于研究高超聲速熱傳遞方式以及熱防護(hù)有著極為重要的意義。

2 數(shù)值模擬分析

2.1 邊界條件和初始條件

在數(shù)值計(jì)算中，需要給出邊界條件以及初始條件。邊界條件通常分為遠(yuǎn)場邊界條件、物面邊界條件、對稱邊界條件、入口/出口邊界條件等。

①邊界條件。本文中，與自由流相接處的面設(shè)為遠(yuǎn)場邊界條件（inflow/outflow）；壁面（wall）設(shè)置為等溫壁面，溫度為2000K；出口條件（outlet）設(shè)為出口外推式。

②初始條件。由于是二維問題，且無攻角，選擇自由流參數(shù)為70km高度參數(shù)。即初值設(shè)置為：u=7000m/s，v=0m/s，p=5.25Pa，T=219.7K。

2.2 流場結(jié)果說明與分析

本文摘要研究了在70km高空，飛行器以高超聲速飛行時，高溫非平衡效應(yīng)對流場結(jié)構(gòu)、飛行器熱防護(hù)的影響，并與量熱完全氣體情況對比，得出一些普適的結(jié)論，用來指導(dǎo)高超聲速飛行器的表面熱防護(hù)，以及表面材料的抗腐蝕性能等問題。表1為實(shí)驗(yàn)來流參數(shù)。

2.3 不同模型結(jié)果的比較

本節(jié)中，主要比較量熱完全氣體假設(shè)、化學(xué)非平衡假設(shè)在高超聲速飛行器頭部流場研究中的適用性。圖2-圖4分別表示了量熱完全氣體假設(shè)和化學(xué)非平衡假設(shè)下，繞鈍頭體流場的密度、溫度、壓力云圖。

從圖中可以看出，由于化學(xué)反應(yīng)的影響，激波脫體距離變小：量熱完全氣體的激波脫體距離δ=4mm，而對于化學(xué)非平衡情況δ=3mm。這是因?yàn)樵阝g頭體半徑相同時，激波脫體距離與激波前后的密度比呈正相關(guān)，近似滿足下關(guān)系式：

式中：δ為激波脫體距離，R為鈍頭半徑，ρ1、ρ2分別為激波前后的密度。從圖2中可以看出：相比量熱完全氣體，化學(xué)非平衡氣體激波后由于發(fā)生了分子的分解以及原子的離解，因而密度更大，變小，相應(yīng)地激波脫體距離也減小。

圖3表示了鈍頭體繞流流場的無量綱溫度云圖。這里的T=To/T∞，To為流場真實(shí)溫度，T∞為來流溫度。

3 基于模型結(jié)果對流動問題的認(rèn)識

通過仿真可以看出，高超聲速再入飛行器在穿越大氣層時，由于速度非常高，導(dǎo)致激波后的溫度急劇升高，由于激波的尺度很小，通常只有幾個分子自由程的量級，因此在激波中可以看成是凍結(jié)流，這時溫度很高，但是分子并沒有發(fā)生離解和電離；在激波之后，由于離解、電離的發(fā)生（這些都是吸熱反應(yīng)）導(dǎo)致，氣流的溫度會下降，與此同時，氧離子、氮離子以及電子的數(shù)目升高，形成等離子體區(qū)域。等離子體環(huán)境將對飛行器產(chǎn)生非常大的影響，例如黑障現(xiàn)象，此外還會干擾飛行器內(nèi)電子設(shè)備的運(yùn)行。對再入飛行器的壁面產(chǎn)生沖擊，甚至燒毀。

參考文獻(xiàn)：

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