不同热化学非平衡模型对高超声速喷管流场影响的数值分析  

Numerical analysis of the effects of different thermo-chemical nonequilibrium models on hypersonic nozzle flow

作　　者：曾明[1] 杭建[1] 林贞彬[1] 瞿章华[2] 

机构地区：[1]中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室,北京100080 [2]国防科学技术大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073

出　　处：《空气动力学学报》2006年第3期346-349,共4页Acta Aerodynamica Sinica

基　　金：国家自然科学基金资助项目(90205027;10472125)

摘　　要：采用轴对称NS方程,数值研究不同热化学非平衡模型对高超声速喷管流场的影响,包括:(1)不同组元数的高温空气模型(5组元、7组元1、1组元)的比较;(2)热力非平衡(双温度)的化学动力过程与热力平衡(单温度)的化学动力过程的比较。计算结果表明,高焓风洞实验条件下喷管流场处于热力和化学都是非平衡的状态。在计算条件下,数值模拟以采用7组元或11组元的热化学非平衡模型为宜。Using axisymmetric full Navier-Stokes equations, the effects of different thermo-chemical nonequilibrium air models on the hypersonic nozzle flow are analyzed numerically. They include （ 1 ） the comparision of different high temperature air models （5 species, 7 species and 11 species）; （2） the comparision of chemical nonequilibrium flow with thermononequilibrium （two temperature model） and thermo-equilibrium （one temperature model）. The results show that the flow tends to be in thermo and chemical frozen not far from throat. 7 species or 11 species thermochemical nonequilibrium model should be taken for such situation.

关 键 词：高超声速 热化学模型 非平衡流 喷管流 

分 类 号：V211.3[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]