高溫非平衡效應(yīng)下雙楔繞流中激波干擾研究.pdf

1、激波-激波干擾普遍存在于高超聲速飛行器周?chē)鲃?dòng)中，其可能導(dǎo)致飛行器承受較大的壓力和熱流，從而對(duì)飛行器的安全性和可靠性有較大影響。氣流通過(guò)激波時(shí)，會(huì)將大量動(dòng)能耗散為內(nèi)能，使得波后產(chǎn)生高溫，高溫則會(huì)導(dǎo)致氣體分子振動(dòng)能的激發(fā)、離解置換反應(yīng)以及電離等的發(fā)生，氣體組分和分子能量模態(tài)將隨之變化，所有這些由于高溫引起的現(xiàn)象被稱(chēng)為高溫效應(yīng)。在高馬赫數(shù)激波干擾中，顯然高溫效應(yīng)不可避免。研究表明，高溫效應(yīng)會(huì)明顯改變激波的形狀和位置、以及邊界層分離區(qū)大小等流

2、場(chǎng)特性。然而，目前很多有關(guān)激波干擾的研究并沒(méi)有考慮高溫效應(yīng)，而采用理想氣體模型來(lái)分析問(wèn)題，這勢(shì)必存在一定的不準(zhǔn)確性。本文在考慮高溫效應(yīng)的情況下，對(duì)雙楔繞流中V激波干擾規(guī)則反射波系和馬赫反射波系轉(zhuǎn)換以及雙楔繞流中激波自誘導(dǎo)振蕩進(jìn)行了理論分析和數(shù)值模擬，分析了高溫非平衡流中激波干擾特征和高溫效應(yīng)對(duì)激波干擾的影響。
　　采用了Park雙溫模型和五組分空氣化學(xué)反應(yīng)模型，對(duì)激波后的高溫非平衡氣體進(jìn)行描述。通過(guò)引入非平衡弛豫距離來(lái)改進(jìn)理性氣體

3、模型下激波極線(xiàn)方法，使用非平衡激波極線(xiàn)，根據(jù)經(jīng)典detachment準(zhǔn)則和von Neumann準(zhǔn)則，對(duì)雙楔繞流中V類(lèi)型激波兩種波系轉(zhuǎn)變進(jìn)行了理論分析。采用二維有限體積程序，對(duì)V類(lèi)型激波規(guī)則反射波系與馬赫反射波系轉(zhuǎn)變過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬。理論轉(zhuǎn)變臨界角和數(shù)值模擬得到轉(zhuǎn)變臨界角存在明顯差異，表明波系轉(zhuǎn)變準(zhǔn)則不再是經(jīng)典理論準(zhǔn)則。根據(jù)數(shù)值模擬得到的波系轉(zhuǎn)變過(guò)程，可發(fā)現(xiàn)雙楔繞流中V類(lèi)型激波規(guī)則反射波系與馬赫反射波系轉(zhuǎn)變是由于雙楔繞流中激波相交點(diǎn)以

4、及三波點(diǎn)之間的碰撞導(dǎo)致，因而不再符合經(jīng)典的波系轉(zhuǎn)變準(zhǔn)則。與凍結(jié)條件下算例比較，高溫效應(yīng)會(huì)改變小楔面角下波系轉(zhuǎn)變機(jī)制，會(huì)導(dǎo)致更大轉(zhuǎn)變臨界角度和遲滯區(qū)間。
　　對(duì)凍結(jié)和高溫非平衡雙楔繞流中激波自誘導(dǎo)振蕩現(xiàn)象進(jìn)行了數(shù)值模擬。研究表明，粗網(wǎng)格會(huì)導(dǎo)致計(jì)算得到錯(cuò)誤的自誘導(dǎo)振蕩形態(tài)，需要精細(xì)的網(wǎng)格才能捕捉到準(zhǔn)確的振蕩。小楔面角下，激波在振蕩過(guò)程中保持為V類(lèi)型馬赫反射波系，只是波系位置和形狀發(fā)生周期性振蕩。而在大楔面角下，激波在振蕩過(guò)程中會(huì)發(fā)生V