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高超聲速真實氣體流動 版權信息
- ISBN：9787030705556
- 條形碼：9787030705556 ; 978-7-03-070555-6
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
高超聲速真實氣體流動 內容簡介
本書以“非理想”氣體流動和傳熱為背景，介紹了高超聲速真實氣體流動的基礎及理論研究進展。基礎部分包括高超聲速真實氣體的基本概念與控制方程、高溫凍結和非平衡的流動模型。理論研究進展部分以高超聲速鈍頭體流動和平板邊界層流動為對象，闡述了稀薄氣體效應、非平衡真實氣體效應對駐點熱流、平板熱流及摩阻的影響規律。
高超聲速真實氣體流動 目錄
目錄
叢書序
前言
第1章緒論1
1.1高超聲速飛行器分類與相應流動特性1
1.2新型巡航飛行器與稀薄氣體非平衡流動4
1.3稀薄氣體非平衡流動理論研究簡介7
1.3.1稀薄氣體效應7
1.3.2非平衡真實氣體效應10
1.3.3稀薄氣體效應和真實氣體效應的耦合11
參考文獻13
第2章分子動理論16
2.1簡化的氣體分子模型17
2.1.1物質結構的原子分子學說17
2.1.2理想氣體的壓強公式18
2.1.3溫度的本質20
2.1.4分子的均方速度和均方根速度21
2.2碰撞頻率與平均自由程22
2.3速度分布函數與Boltzmann方程25
2.3.1分子的速度分布函數25
2.3.2宏觀量的表達26
2.3.3Boltzmann方程30
2.4Maxwell分布和氣體平衡態34
2.4.1Maxwell分布34
2.4.2氣體平衡態38
2.5ChapmanEnskog理論47
2.5.1ChapmanEnskog展開48
2.5.2Euler方程48
2.5.3NavierStokes方程49
2.5.4Burnett方程50
2.6輸運現象51
2.6.1動量輸運53
2.6.2能量輸運53
2.6.3質量輸運54
2.6.4輸運系數54
參考文獻57
第3章高溫真實氣體流動方程59
3.1氣體的分類及狀態方程59
3.1.1真實氣體與熱完全氣體59
3.1.2熱完全氣體的狀態方程60
3.1.3高溫氣體的分類64
3.2熱力學基本定律和概念68
3.2.1氣體的內能68
3.2.2熱力學**定律、焓和比熱71
3.2.3熱力學第二定律和熵73
3.3高溫氣體的熱力學特性74
3.3.1基本熱力學函數74
3.3.2化學反應氣體的平衡條件與組分78
3.3.3多組元平衡化學反應氣體的熱力學特性83
3.4高溫氣體的振動和化學非平衡85
3.4.1振動弛豫過程和振動速率方程85
3.4.2化學非平衡和反應速率方程89
3.4.3振動離解反應耦合機制92
3.5高溫氣體流動的控制方程94
3.5.1擴散速度和質量擴散通量94
3.5.2混合氣體的熱傳導和擴散傳熱95
3.5.3控制方程組99
3.5.4邊界條件106
參考文獻110
第4章氣體的凍結流動與平衡流動111
4.1凍結流動113
4.1.1無黏凍結流動的熱力學特性113
4.1.2無黏凍結流與平衡流的比較116
4.2平衡氣體的激波與膨脹波117
4.2.1平衡正激波和斜激波118
4.2.2平衡比熱和平衡聲速124
4.2.3平衡普朗特邁耶（PrandtlMeyer）膨脹流129
4.3平衡邊界層流動與傳熱131
4.3.1邊界層方程的相似變換131
4.3.2離解空氣的二元模型135
4.3.3平衡邊界層駐點傳熱139
4.3.4凍結邊界層駐點傳熱142
參考文獻147
第5章高超聲速稀薄氣體流動149
5.1駐點稀薄流動149
5.1.1問題的描述149
5.1.2問題分析和研究思路152
5.1.3稀薄流動中的非線性傳熱152
5.1.4稀薄流動判據154
5.1.5流場結構特征理論分析158
5.1.6流動領域劃分與流場結構特征161
5.1.7各領域氣動加熱特征和橋函數估算公式163
5.1.8稀薄流動判據的推廣和討論166
5.2平板流動的非線性剪切和非線性傳熱169
5.2.1經典連續流理論——層流邊界層170
5.2.2速度滑移理論172
5.2.3解決問題的思路173
5.2.4Burnett方程二階摩阻與熱流174
5.2.5摩阻和熱流分布的近似理論182
5.2.6壁面溫度對稀薄氣體效應的影響184
5.2.7摩阻與熱流的比擬關系186
5.3鈍頭體壁面剪切和傳熱的比擬關系188
5.3.1問題描述與研究現狀188
5.3.2連續流中的摩阻和熱流之比（鈍頭體表面的摩阻熱流比擬關系）189
5.3.3稀薄氣體流動中的非線性剪切和傳熱197
5.4小結201
參考文獻202
第6章高超聲速非平衡流動205
6.1正激波后化學非平衡流動206
6.1.1問題的描述206
6.1.2物理模型的建立207
6.1.3離解復合化學反應速率方程210
6.1.4激波后氣體化學非平衡流動特征分析213
6.2非平衡邊界層流動與傳熱221
6.2.1問題的描述與建模222
6.2.2問題分析和研究思路225
6.2.3前緣駐點線上能量傳遞模型的驗證227
6.2.4駐點邊界層外的離解非平衡流動230
6.2.5不同參數條件下的離解非平衡特性237
6.2.6駐點邊界層內的復合非平衡流動242
6.3非平衡真實氣體效應橋函數公式244
6.3.1駐點熱流的橋函數公式244
6.3.2真實氣體流動相似律246
6.3.3橋函數的工程應用247
6.4化學能適應對非平衡流動和催化加熱250
6.4.1壁面的能量適應分析251
6.4.2駐點傳熱的理論建模253
6.4.3非平衡駐點邊界層傳熱的統一理論框架256
6.4.4模型驗證261
6.5小結266
參考文獻268
叢書序
前言
第1章緒論1
1.1高超聲速飛行器分類與相應流動特性1
1.2新型巡航飛行器與稀薄氣體非平衡流動4
1.3稀薄氣體非平衡流動理論研究簡介7
1.3.1稀薄氣體效應7
1.3.2非平衡真實氣體效應10
1.3.3稀薄氣體效應和真實氣體效應的耦合11
參考文獻13
第2章分子動理論16
2.1簡化的氣體分子模型17
2.1.1物質結構的原子分子學說17
2.1.2理想氣體的壓強公式18
2.1.3溫度的本質20
2.1.4分子的均方速度和均方根速度21
2.2碰撞頻率與平均自由程22
2.3速度分布函數與Boltzmann方程25
2.3.1分子的速度分布函數25
2.3.2宏觀量的表達26
2.3.3Boltzmann方程30
2.4Maxwell分布和氣體平衡態34
2.4.1Maxwell分布34
2.4.2氣體平衡態38
2.5ChapmanEnskog理論47
2.5.1ChapmanEnskog展開48
2.5.2Euler方程48
2.5.3NavierStokes方程49
2.5.4Burnett方程50
2.6輸運現象51
2.6.1動量輸運53
2.6.2能量輸運53
2.6.3質量輸運54
2.6.4輸運系數54
參考文獻57
第3章高溫真實氣體流動方程59
3.1氣體的分類及狀態方程59
3.1.1真實氣體與熱完全氣體59
3.1.2熱完全氣體的狀態方程60
3.1.3高溫氣體的分類64
3.2熱力學基本定律和概念68
3.2.1氣體的內能68
3.2.2熱力學**定律、焓和比熱71
3.2.3熱力學第二定律和熵73
3.3高溫氣體的熱力學特性74
3.3.1基本熱力學函數74
3.3.2化學反應氣體的平衡條件與組分78
3.3.3多組元平衡化學反應氣體的熱力學特性83
3.4高溫氣體的振動和化學非平衡85
3.4.1振動弛豫過程和振動速率方程85
3.4.2化學非平衡和反應速率方程89
3.4.3振動離解反應耦合機制92
3.5高溫氣體流動的控制方程94
3.5.1擴散速度和質量擴散通量94
3.5.2混合氣體的熱傳導和擴散傳熱95
3.5.3控制方程組99
3.5.4邊界條件106
參考文獻110
第4章氣體的凍結流動與平衡流動111
4.1凍結流動113
4.1.1無黏凍結流動的熱力學特性113
4.1.2無黏凍結流與平衡流的比較116
4.2平衡氣體的激波與膨脹波117
4.2.1平衡正激波和斜激波118
4.2.2平衡比熱和平衡聲速124
4.2.3平衡普朗特邁耶（PrandtlMeyer）膨脹流129
4.3平衡邊界層流動與傳熱131
4.3.1邊界層方程的相似變換131
4.3.2離解空氣的二元模型135
4.3.3平衡邊界層駐點傳熱139
4.3.4凍結邊界層駐點傳熱142
參考文獻147
第5章高超聲速稀薄氣體流動149
5.1駐點稀薄流動149
5.1.1問題的描述149
5.1.2問題分析和研究思路152
5.1.3稀薄流動中的非線性傳熱152
5.1.4稀薄流動判據154
5.1.5流場結構特征理論分析158
5.1.6流動領域劃分與流場結構特征161
5.1.7各領域氣動加熱特征和橋函數估算公式163
5.1.8稀薄流動判據的推廣和討論166
5.2平板流動的非線性剪切和非線性傳熱169
5.2.1經典連續流理論——層流邊界層170
5.2.2速度滑移理論172
5.2.3解決問題的思路173
5.2.4Burnett方程二階摩阻與熱流174
5.2.5摩阻和熱流分布的近似理論182
5.2.6壁面溫度對稀薄氣體效應的影響184
5.2.7摩阻與熱流的比擬關系186
5.3鈍頭體壁面剪切和傳熱的比擬關系188
5.3.1問題描述與研究現狀188
5.3.2連續流中的摩阻和熱流之比（鈍頭體表面的摩阻熱流比擬關系）189
5.3.3稀薄氣體流動中的非線性剪切和傳熱197
5.4小結201
參考文獻202
第6章高超聲速非平衡流動205
6.1正激波后化學非平衡流動206
6.1.1問題的描述206
6.1.2物理模型的建立207
6.1.3離解復合化學反應速率方程210
6.1.4激波后氣體化學非平衡流動特征分析213
6.2非平衡邊界層流動與傳熱221
6.2.1問題的描述與建模222
6.2.2問題分析和研究思路225
6.2.3前緣駐點線上能量傳遞模型的驗證227
6.2.4駐點邊界層外的離解非平衡流動230
6.2.5不同參數條件下的離解非平衡特性237
6.2.6駐點邊界層內的復合非平衡流動242
6.3非平衡真實氣體效應橋函數公式244
6.3.1駐點熱流的橋函數公式244
6.3.2真實氣體流動相似律246
6.3.3橋函數的工程應用247
6.4化學能適應對非平衡流動和催化加熱250
6.4.1壁面的能量適應分析251
6.4.2駐點傳熱的理論建模253
6.4.3非平衡駐點邊界層傳熱的統一理論框架256
6.4.4模型驗證261
6.5小結266
參考文獻268
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高超聲速真實氣體流動 節選
第1章緒論 自高超聲速飛行的概念提出以來，人們在這一領域已取得長足的進步，但是在實際工程研制過程中依然面臨動力、控制、熱防護等諸多方面的挑戰。制約高超聲速飛行工程技術進步的，往往是力學、材料等基礎科學研究的不足，其中高超聲速流動特有的規律，決定了飛行器外形、動力等關鍵子系統的設計理念，尤為重要。其中，稀薄氣體效應和真實氣體效應是影響飛行器流動特性的重要因素，研究這類“非理想”氣體的高超聲速流動及傳熱成為當前極為關注的問題。 1.1高超聲速飛行器分類與相應流動特性 高超聲速飛行器的研制歷史很長，雖然無人和載人的高超聲速飛行均已成功實現，但是高超聲速飛行離實際應用或服務大眾仍有不小的距離，高超聲速氣體動力學亦面臨著重大挑戰。 高超聲速飛行器可分為三類[1]： ① 無翼再入飛行器（nonwinged reentry vehicles， RVNW），例如阿波羅飛船返回艙、神舟飛船返回艙等；② 有翼再入飛行器（winged reentry vehicle， RVW），例如航天飛機軌道器、X34、X38等；③ 巡航和加速飛行器（cruise and acceleration vehicles， CAV），例如X43A、Snger等。這三類飛行器各有特殊的氣動特性[1，2]，如表1.1所示。 從表1.1中可見，高超聲速飛行對應的流動出現了新的特征。以航天飛機軌道器的再入過程為例，其頭部駐點區域會遇到不同的流域和熱化學現象。*先，如圖1.1所示，航天飛機頭部在大約120km高度處于自由分子流區域，然后，飛行器經過過渡流區域，在70km以下，到達連續流區域。具體說，在高空稀薄大氣區，由于空氣密度低，分子之間碰撞頻率也較低，因此氣體分子的平均自由程較長，如果分子平均自由程與流動的特征尺度接近甚至更大，就無法將氣體視為連續體，氣體分子離散特性開始顯現，通常稱為稀薄氣體效應。在低空稠密大氣區，分子碰撞頻率高，分子平均自由程很短，則可將氣體看作是連續介質，不考慮分子離散結構。為了量化稀薄氣體效應的大小，引入Knudsen數來表示，其定義為分子平均自由程λ和流場特征尺度L之比，即Kn=λ/L。Kn越大，則稀薄氣體效應越顯著。當Kn≥1時，出現自由分子流。 表1.1三類高超聲速飛行器的氣動特性比較 圖1.1再入飛行器駐點流動的流域劃分示意圖[3] 其次，對于高超聲速飛行器頭部的鈍體繞流，空氣通過強頭激波后被加熱，激波后整個激波層和邊界層內氣體溫度都很高。當溫度升至大約800K，空氣分子的振動能被激發，這導致空氣比熱與比熱比不再是常數1.4，變成溫度的函數。當溫度超過2000K后，開始出現化學反應，如分子離解、原子復合等，在9000K以上，出現電離反應，此時空氣比熱與比熱比不僅是溫度的函數，還是壓強的函數。上述高溫空氣屬性的變化會顯著影響流動的規律，統稱為“高溫效應”或者“真實氣體效應”。空氣的真實氣體效應與飛行條件密切相關，圖1.2展示了航天飛機再入時，在不同飛行速度下占主導的真實氣體效應。從圖中看出，速度超過1km/s后，空氣分子振動能開始激發；速度超過2.5km/s后，氧分子開始離解，速度超過5km/s后，氮分子開始離解。對于一般的再入飛行器而言，真實氣體效應主要出現在飛行速度為4.5～7.5km/s。 圖1.2帶有振動能激發、離解、電離的速度高度圖[3] 研究高超聲速飛行器相關的流動，在大多數情況下，要考慮稀薄氣體效應和真實氣體效應，這也是高超聲速流動與一般飛行器繞流的重要區別之處。為了強調與經典的“理想氣體”流動理論的區別，本書使用“高超聲速真實氣體流動”來代指含有稀薄氣體效應和真實氣體效應的高超聲速流動。 1.2新型巡航飛行器與稀薄氣體非平衡流動 回顧表1.1對三類高超聲速飛行器的比較，盡管表中列舉的各類效應沒有定量化的表征，但是我們可以判斷，對于CAV飛行器，具有尖頭細長體特征，與RVW和RVNW飛行器等鈍體外形相比，黏性效應起主導作用，而（局部）稀薄氣體效應和非平衡真實氣體效應更為顯著。這意味著CAV飛行器的氣動力和氣動熱設計理念與傳統的鈍頭航天器存在很大不同，在工程實踐和相應科學研究中都遇到一系列新的挑戰和困難。 在鈍頭RVW和RVNW飛行器再入問題中，氣動力和氣動熱的設計要求是一致的。氣動力上要求采用增阻減速的大鈍頭外形，氣動熱上要求減小氣動加熱量，也需要采用大鈍頭外形。因為根據經典的FayRiddell公式[4]，飛行器前緣駐點壁面熱流密度qs的大小和前緣曲率半徑RN的平方根成反比，即qs∝1RN（1.1）例如，“神舟”系列宇宙飛船返回艙的防熱底座和美國航天飛機的機鼻尺寸一般都是米的量級。再入飛行器采用鈍前緣外形和成熟的燒蝕熱防護技術，已經能夠比較好地保護飛行器安全突破“熱障”。 但是在新型的CAV飛行器設計中，氣動力和氣動熱的要求是相互矛盾的。從氣動力上說，要求高升阻比和高機動性，因而這類飛行器一般采用尖頭薄翼的銳前緣外形，如圖1.3所示。美國X43和X51系列驗證機模型的前緣曲率半徑都是毫米量級的。從氣動熱方面來說，尖化前緣意味著較高的熱流密度，如果根據式（1.1）計算，當前緣曲率半徑不斷縮小時，駐點熱流密度將趨近于無窮大，這對熱防護是不利的。并且，為了達到高精度控制和重復利用的目的，飛行器前緣必須保持固有外形，不能被燒蝕，這就對氣動熱防護技術提出了很大的挑戰。 圖1.3兩種典型的臨近空間高超聲速巡航飛行器模型[5] 值得注意的是，尖化前緣與大鈍頭前緣外形不同，其內部熱傳導的三維效應比較顯著，即壁面熱流密度較大的駐點區的熱量可以在材料內部傳導到溫度較低的下游區域，從而使前緣駐點區溫度降低，如圖1.4所示。如果在實際設計中，進一步采用高導熱率材料或小尺度熱管結構來主動疏導熱量，則降溫效果更佳。另外，小尺度前緣在高海拔、低密度大氣中飛行，還會遇到稀薄氣體效應，公式（1.1）將會失效，實際熱流是相對較低的。圖1.5給出一種二維前緣外形在典型飛行條件下，前緣駐點溫度隨前緣曲率半徑變化趨勢的估算結果。隨著前緣曲率半徑不斷變小，多維傳熱效應逐漸顯著，使駐點溫度相對于輻射平衡溫度大幅降低，考慮稀薄氣體效應之后，駐點溫度相對于連續態介質流動理論預測結果進一步下降，甚至前緣越尖，溫度反而越低。這一顛覆傳統觀念的新現象，引出了尖化前緣飛行器熱防護體系的設計思想，即非燒蝕疏導式熱防護方式。 圖1.4尖化前緣疏導式防熱示意圖 圖1.5二維柱楔前緣駐點溫度隨前緣曲率半徑變化趨勢[6]（海拔60km，速度5200m/s，半楔角15°，表面發射率0.62） 非燒蝕熱防護方式是一種低冗余度防熱設計，需要清楚地知道飛行器所遭遇的熱環境。這樣，準確預測尖化前緣氣動熱環境和加熱量變得極為重要。由于尖化前緣繞流問題不可避免地涉及稀薄氣體效應和真實氣體效應，出現一系列非常復雜的物理化學新現象，以往傳統的預測方法大都已經失效，需要有針對性地分析其中的流動和傳熱機制，發展出一套適合新構型的氣動加熱預測方法。 從流動和傳熱特征來說，尖化前緣問題的特點是高速、高溫、高黏性、局部稀薄和熱化學非平衡，因而局部稀薄氣體效應（local rarefied gas effects）、非平衡真實氣體效應（non-equilibrium real gas effects）及其耦合效應凸顯，對氣動加熱預測的影響比較顯著。這些效應從物理上說都是典型的非平衡和非線性現象。 *先，從微觀上說，稀薄氣體效應是由于分子之間或分子與物體之間的碰撞非平衡引起的，但是這些現象需要分子動理論（Kinetic Theory of Molecules）來加以描述，難以形成簡潔明了的氣動加熱預測理論。從宏觀上說，連續流動經典理論輸運方程中采用的線性Newton剪切力公式和Fourier熱流公式失效，流動和傳熱中非線性因素影響顯著起來。 稀薄氣體效應的大小可用Knudsen數來籠統表示，其定義為分子平均自由程 λ和流場特征尺度L之比，即Kn=λ/L，也可表示為分子碰撞特征時間與宏觀流動特征時間之比，即Kn=τc/τf， Kn越大，則稀薄氣體效應越顯著。其中，λ和L一般分別取來流分子平均自由程和飛行器特征尺寸，由此定義的Kn被稱為全局Knudsen數（global Knudsen number）或來流Knudsen數（free stream Knudsen number）Kn∞。但在目前新問題中，稀薄氣體效應可能在流場局部如前緣區域出現，因此需要引入局部Knudsen數[7，8]（local Knudsen number)Knlocal的概念，其中λ和L需根據流場當地參數及其梯度來定義，例如根據密度梯度定義的局部Knudsen數為λ｜Δρ｜/ρ。由于飛行器前緣尺寸較小，臨近空間空氣密度較低因而氣體分子平均自由程較大，致使飛行器前緣附近Knlocal較大，局部稀薄氣體效應顯著。而當稀薄氣體效應顯現時，連續介質流體力學中使用的NavierStokesFourier（NSF）經典方程體系將會逐漸失效，而基于此方程體系的傳統預測方法，例如前述的FayRiddell公式，也將隨之失效。已有研究表明[912]，隨著流動稀薄程度提高，氣動加熱量將會逐漸偏離基于連續NSF方程體系的理論預測結果，并*終趨近于自由分子流極限值。但是，其中的變化規律尚不能從理論上直接給出，其物理機制仍然是不清楚的。因此，亟須研究稀薄氣體效應影響下，氣動加熱領域出現的新特征和新規律，提出一種新的預測方法。 其次，“真實氣體”是相對于“量熱完全氣體”模型而言的，真實的氣體分子并非一個完美的剛性球體，而是包含復雜內外結構的體系。高超聲速氣流經激波壓縮后產生高溫，導致空氣分子振動能激發和發生化學反應，產生真實氣體效應。真實氣體效應影響大小需要兩個參數來描述，其一是自由來流總能與分子振動或吸熱化學反應的特征能之比，即μ=E∞/Ed，以此計算理想情況下真實氣體效應影響的極限程度；其二是流動特征時間τf和化學反應特征時間τr之比，即Damkhler數[12]Da=τf/τr，它表示實際流動中非平衡化學反應的相對快慢程度。
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