含空气离解反应的高超声速湍流边界层特性研究

Accurate prediction of the aerodynamic and aerothermal characteristics a very important problem to design of hypersonic aircraft. In hypersonic flight, shock waves and large kinetic dissipation make the temperature extremely high, as a result, the gas properties such as specific heat become a function of temperature. At even higher temperatures, chemical reaction processes may occur and change the composition of the gas. Due to the turbulent flow induces a much higher thermal load on the surface of vehicles re-entering a planetary atmo-sphere on comparison to laminar, so it is necessary to study the turbulence-chemistry interaction. However, most of the current research work focuses on Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) and Large Eddy Simulation (LES), few studies are based on the direct numerical simulation (DNS) method..This project intends to take hypersonic flat plate as the research object, through theoretical analysis and numerical simulation, to determine the physical chemistry model and computational method and improve the program of numerical simulation, to get the full spatial and temporal information of hypersonic turbulent boundary layer assumed to be chemically reacting gas in non-equilibrium by using DNS method; furthermore, to study the basic characteristics of hypersonic boundary layer, to obtain the effect of inflow Mach number and temperature on the flow field characteristics, to reveal the action mechanism of wall temperature and components of boundary on the aerodynamic force and aerodynamic heating. This study would provide with theoretical support to the innovation and design of hypersonic aircraft.

气动力、气动热的精确预测已经成为高超声速飞行器设计的关键难题之一。高超声速气流通过激波压缩或粘性滞止减速将产生高温，高温足以激发分子内的振动能，并引起边界层内空气的离解甚至电离。由于湍流在飞行器表面引起的热流相对层流要高很多，因此化学反应与湍流的耦合研究很有必要。但目前的研究工作大多是基于RANS和LES开展，而DNS成果不多。.基于已有研究基础和成果，本申请项目拟从数值模拟和理论分析出发，对含空气离解反应的高超声速湍流边界层进行更深入的研究。择优确立物理化学模型，构造高精度时间推进方法，完善数值模拟程序；在热平衡化学非平衡假设下，采用DNS方法，获得高超声速湍流边界层的全时空信息；分析高超声速湍流边界层的基本特征，明确远场来流马赫数和温度变化对流场特征的影响，揭示壁面温度和壁面组分边界条件对气动力、气动热的作用机理，以期为高超声速飞行器的研制和设计提供理论支撑。

高超声速空气动力学是发展高超声速飞行器必须解决的问题之一。高超声速气流通过激波压缩或粘性滞止减速将产生高温，高温足以激发分子内的振动能，并引起空气离解甚至电离。这一类复杂的物理化学现象被称为“高温效应”。高温效应严重地影响了飞行器的气动加热、俯仰力矩特性、通讯传输等。至今为止，在层流条件下，研究高温效应问题的技术已经比较成熟；但对高温效应与湍流的相互影响及耦合而言，国际国内尚处于发展阶段。本项目从数值模拟和理论分析方面入手对考虑高温效应的槽道湍流统计特征和流动结构进行深入研究，以期为高超声速飞行器的研制和设计提供理论支撑。.基于高温效应（包括非平衡空气、平衡空气、热完全气体的）假设，项目组完善了适用于高速高温流动的数值平台（HT-OPENCFD）。利用该数值平台，开展了多种高温效应、多个工况的三维槽道湍流的直接数值模拟，建立了湍流数据库。在非平衡空气方面，分析了离解反应下的湍流特性，发现高温效应对湍流影响显著。在平衡空气方面，着重分析了湍流结构；研究发现，与单向影响条件相比，双向耦合条件下的近壁相干结构的展向尺度更小，大尺度湍流结构也更加混乱。在热完全气体方面，研究了变比热对湍流雷诺应力和能量输运机理的影响，建立了此气体模型下的雷诺应力和能量输运内部规律，并进一步研究了壁温对雷诺应力和能量输运机理的影响。在不同壁温条件下，研究了热完全气体下的速度-温度相关性，明确了雷诺比拟和强雷诺比拟对壁温不敏感。此外，与量热完全气体相比，还分析了湍流标度律，明确了其受气体模型的影响程度。.项目执行期间，发表学术论文13篇，其中国内外SCI期刊论文8篇；授权发明专利3件；邀请报告1次。项目负责人曾以访问学者身份赴美国德克萨斯大学阿林顿分校访学交流三个月。培养博士研究生1名，硕士研究生2名，均已毕业。