空气离解高超声速边界层转捩和湍流研究

According to actual environment of aircraft flying in hypersonic speed in near space, gas parameter values are chosen corresponding to 30-50 km height. For incoming flow Mach number 10-15, gas temperature will be high because of the shock and viscous near to wall surface. If the gas temperature arises from 2500K to 9000K, it will lead the oxygen and nitrogen molecular to dissociate. Then the air is mixed gas composing by molecular and atomic. Thermodynamic parameters values for dissociation of gas are needed calculated basically. Then by using combination of theoretical analysis and direct numerical simulation method, we study typical hypersonic blunt-nosed blunt body (such as flat, conical and cylinders) boundary layer flow. And the flow stability, transition mechanism, transition position and turbulence flow are studied. By using different models, calorically perfect gas, perfect gas and dissociated gases, the interaction between shock waves, shock wave and disturbance, shock waves and boundary layer will be investigated. Also aerodynamic and aero-heating will be calculated. The results will be the basis for the design of aerodynamics and thermal protection system of hypersonic vehicle in near space.

根据高超声速飞行器在近空间实际飞行环境，选取30-50公里高空的气体参数值，来流马赫数10-15，考虑由于存在着激波及固体壁面附近边界层粘性速度减小等作用导致气体温度升高达到2500K至9000K时，空气中氧分子和氮分子相继发生离解，空气为分子和原子组成的混合气体，研究化学平衡的空气离解反应过程和反应模型，计算离解气体的热力学参数值。针对离解气体，采用理论分析与直接数值模拟相结合的研究方法，对典型的高超声速钝头体（钝头平板、钝头锥和钝头柱体）边界层流动稳定性、转捩机理、转捩位置预测及湍流进行数值模拟研究。对比计算研究空气采用量热完全气体、热完全气体和离解气体三种不同模型下激波与激波、激波与扰动、激波与边界层的相互作用规律。研究离解气体对气动力和气动加热的影响规律，计算典型钝头体不同位置上气动力和热流分布。为近空间高超声速飞行器气动力和热防护设计提供参考依据。

针对典型性的高超声速钝头体（钝头平板和钝头锥等）边界层流动稳定性和转捩机理进行数值模拟研究。根据高超声速飞行器在近空间实际飞行环境，选取 30-50 公里高空的气体参数值，来流马赫数10-15，考虑空气氧和氮分子离解反应。1、研究离解气体热物性参数的计算方法和输运参数简化计算模型。2、针对化学平衡空气，建立边界层流动稳定性分析方法和转捩预测方法。3、研究化学反应对边界层剖面的影响情况及无粘失稳特征。4、针对高超声速钝锥绕流，研究脱体激波后的边界层流动特性。5、针对热化学非平衡流动开展了初步的研究工作。.获得的主要结果有，1、建立了化学平衡状态下离解度满足的方程组、物性参数与离解度的关系，提出通过求解离解度求出与压力和温度有关的离解空气的压缩因子、内能和焓等热物性参数值，获得的结果与采用传统平衡常数法的相同，说明离解度方法求解热物性参数是可靠的，该方法简单、直观。发展了高温空气粘度和平动导热系数的简化混合法则，在离解或弱电离时可以精确地计算高温空气的粘度和平移导热系数。2、与传统的完全气体模型对比，发现化学反应会大幅降低头部绕流区域的温度，同时明显降低下游边界层厚度，这对流动稳定性会产生很大影响。3、推导了化学反应的情况下无粘扰动方程，得到了基本流剖面的广义拐点计算公式及临界层处广义拐点和扰动之间的关系。发现边界层内存在中性扰动的条件是在临界层位置处是基本流的广义拐点或者法向扰动速度为零。4、高超声速绕钝头流动头部脱体激波后的熵层对边界层的影响，如，高超声速钝锥边界层是否存在相似性等问题是航天航空领域关注的问题，也是基础性的问题。这些研究成果为近空间高超声速飞行器气动力和热防护设计提供参考依据。