返回式卫星进入地球大气层95km高度左右时,速度达到Ma>20,回收舱被高超声速稀薄来流形成的弓形激波环绕,气动加热问题非常明显,准确预测过渡流区的气动热成为一个十分突出的问题。过渡区由于气体空气分子仍然比较密集,基于分子动力学的直接蒙特卡洛模拟方法(DSMC)极其耗费计算资源,而求解Navier-Stokes(N-S)方程的方法误差较大。采用添加二阶滑移条件的N-S方程求解过渡流区气动热,并与开源DSMC2V程序计算结果对比,研究了舱体母线热流、压强系数变化;通过对比两种方法下舱体前缘弓形激波及流场参数变化,分析了滑移条件影响壁面和流场参数的机理。结果表明:回收舱再入过渡区时,钝头驻点区为高压、高热流区,锥身区气动热和壁面压强保持在较低水平。带滑移条件的计算机流体力学方法(ComputationalFluidDynamics,CFD)计算得到的热流、压强系数与DSMC结果吻合...

锥柱裙类组合体类高超声速飞行器外部存在弓形激波,拐角诱发激波/边界层干扰,气动加热较为复杂。为深入研究此类气动热变化规律,采用CFD方法研究HIFiRE-1再入大气层气动热问题。结果显示,飞行器进入稀薄流区时,需重点关注鼻锥气动加热,而拐角气动加热不明显;进入稠密大气层后,飞行器拐角出现边界层分离与再附现象,且分离泡随着空气密度增大而逐步缩小,气动加热较为突出。

计算流体力学方法(CFD)模拟滑移流区高超声速气动热时误差较大,直接蒙特卡罗模拟方法(DSMC)耗费计算资源。考虑速度滑移和温度跳跃,采用带滑移条件的CFD方法对钝头双锥体绕流进行计算分析。采用添加2阶滑移条件的N-S方程,模拟双锥绕流气动热,并与DSMC结果和文献数据进行对比分析。结果表明:滑移条件使壁面热流分布更接近DSMC模拟值,并且在克努森数不太大的过渡流区仍保持较好适用性;在克努森数较大时,带滑移条件的CFD方法模拟的流场结构存在一定误差。