鲁少强+李小萌

摘要：当物体以高超声速飞行时，其头部会产生一道非常强烈的弓形激波，激波后的温度非常高，计算激波后的温度，对于再入飞行器表面的热防护有着重要的意义。本文通过数值模拟分析可以看出，等离子体环境将对飞行器产生非常大的影响，例如黑障现象，此外还会干扰飞行器内电子设备的运行，对再入飞行器的壁面产生冲击，甚至烧毁。因此，计算激波后的温度，对于再入飞行器表面的热防护有着重要的意义。

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.

关键词：高超声速；化学非平衡；数值分析

Key words： hypersonic；chemical nonequilibrium；numerical analysis

中图分类号：TN787 文献标识码：A 文章编号：1006-4311（2017）20-0087-02

0 引言

当物体以高超声速飞行时，其头部会产生一道非常强烈的弓形激波，激波后的温度非常高，足以使空气中的分子发生离解，甚至电离。这时，量热完全气体模型已经不再适用，真实气体效应非常显著。因此，在求解激波后的温度时，必须考虑化学反应带来的影响。

以“阿波罗11号”为例，1969年7月24日， “阿波罗11号”成功返回大气层。在返回期间，“阿波罗”飞船的飞行速度非常高，实际上达到了脱离地球引力的逃逸速度：约为11.2km/s。假设高度为53km，飞行器马赫数为32.5，这时自由来流的温度为283K，根据量热完全气体求解激波后的温度，可以得出激波层后的温度达到了58128K，高的离谱，这也是完全错误的。当考虑化学反应时：比热γ≠1.4。利用激波后流动处于局部化学平衡的假设，得到激波后温度为11600K[1]。相比之下，温度小了很多，但仍是一个非常高的温度。因此，计算激波后的温度，对于再入飞行器表面的热防护有着重要的意义。

1 流动物理问题说明

当再入飞行器以高超声速飞行时，其周围流场可以分为两个部分：钝头附近的亚声速区，后身附近均为超声速区。当马赫数非常高时，钝头体头部弓形激波后的气体温度非常高，引起气体发生一系列物理化学反应，包括分子离解、复合，原子电离、复合等。由于化学反应速率有限，因此，该区域中的流动属于高温非平衡流，流场中各流动参数变化剧烈。因此，对流场进行考虑化学反应的数值仿真，对于研究高超声速热传递方式以及热防护有着极为重要的意义。

2 数值模拟分析

2.1 边界条件和初始条件

在数值计算中，需要给出边界条件以及初始条件。边界条件通常分为远场边界条件、物面边界条件、对称边界条件、入口/出口边界条件等。

①边界条件。本文中，与自由流相接处的面设为远场边界条件（inflow/outflow）；壁面（wall）设置为等温壁面，温度为2000K；出口条件（outlet）设为出口外推式。

②初始条件。由于是二维问题，且无攻角，选择自由流参数为70km高度参数。即初值设置为：u=7000m/s，v=0m/s，p=5.25Pa，T=219.7K。

2.2 流场结果说明与分析

本文摘要研究了在70km高空，飞行器以高超声速飞行时，高温非平衡效应对流场结构、飞行器热防护的影响，并与量热完全气体情况对比，得出一些普适的结论，用来指导高超声速飞行器的表面热防护，以及表面材料的抗腐蚀性能等问题。表1为实验来流参数。

2.3 不同模型结果的比较

本节中，主要比较量热完全气体假设、化学非平衡假设在高超声速飞行器头部流场研究中的适用性。图2-图4分别表示了量热完全气体假设和化学非平衡假设下，绕钝头体流场的密度、温度、压力云图。

从图中可以看出，由于化学反应的影响，激波脱体距离变小：量热完全气体的激波脱体距离δ=4mm，而对于化学非平衡情况δ=3mm。这是因為在钝头体半径相同时，激波脱体距离与激波前后的密度比呈正相关，近似满足下关系式：

式中：δ为激波脱体距离，R为钝头半径，ρ1、ρ2分别为激波前后的密度。从图2中可以看出：相比量热完全气体，化学非平衡气体激波后由于发生了分子的分解以及原子的离解，因而密度更大，变小，相应地激波脱体距离也减小。

图3表示了钝头体绕流流场的无量纲温度云图。这里的T=To/T∞，To为流场真实温度，T∞为来流温度。

3 基于模型结果对流动问题的认识

通过仿真可以看出，高超声速再入飞行器在穿越大气层时，由于速度非常高，导致激波后的温度急剧升高，由于激波的尺度很小，通常只有几个分子自由程的量级，因此在激波中可以看成是冻结流，这时温度很高，但是分子并没有发生离解和电离；在激波之后，由于离解、电离的发生（这些都是吸热反应）导致，气流的温度会下降，与此同时，氧离子、氮离子以及电子的数目升高，形成等离子体区域。等离子体环境将对飞行器产生非常大的影响，例如黑障现象，此外还会干扰飞行器内电子设备的运行。对再入飞行器的壁面产生冲击，甚至烧毁。

参考文献：

[1]贾文利.热物性参数对超音速平板边界层稳定性影响研究[D].天津大学，2009.

[2]张雯，韦文书，李晶，尹世明.高超声速飞行器上升段轨迹优化[J].价值工程，2015（09）.

[3]马梦颖，杨旸，费王华.基于AHP的高超声速飞行器动力系统性能评价方法研究[J].价值工程，2016（35）.