CN106844820B - 一种基于深空探测试验的二氧化碳来流参数确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种基于深空探测试验的激波风洞中以二氧化碳为来流气体的流场运行参数获得方法，包括：步骤1：在激波风洞被驱动段充入二氧化碳试验气体；步骤2：测量二氧化碳试验气体的皮托压Ps与总压Pe，获得马赫数Ma与等效比热比γ1的对应关系曲线；步骤3：确定马赫数Ma与总温Te的第一对应关系曲线；步骤4：对喷管流场进行数值模拟，求得每组解下的马赫数，确定马赫数Ma与总温Te的第二对应关系曲线；步骤5：获取两条关系曲线的交点A，交点A的马赫数与总温即为来流气体的流场的马赫数与总温。本发明获得了可信度高的试验气体的来流参数，可成为地外天体再入气动理论、计算方法和再入飞行器气动设计的重要地面试验验证手段。

Description

一种基于深空探测试验的二氧化碳来流参数确定方法
技术领域
本发明涉及一种基于深空探测试验的二氧化碳来流参数确定方法，属于风洞试验领域。
背景技术
21世纪，世界各航天国家纷纷推出新的深空探测发展战略和规划，其中包括多个向地外天体发射着陆器的项目。而由于大多数地外天体大气环境与气动加热原理同地球存在较大的差异性(组分、密度不同)，如火星表面大气的主要成分为二氧化碳因此对再入探测器的表面气动热防护和气动力变轨控制等一系列问题的研究提出了全新的挑战。
对于空气，比热比随温度变化很小(近似常数)，根据激波管理论，容易获得来流参数，而对于二氧化碳等气体，其难点在于比热比随温度变化较大，难以确定来流马赫数等参数。目前，我国还未对二氧化碳来流气动特性开展过***研究，相关的气动力和气动热的试验技术手段也比较匮乏。而开展该方向研究的前提是确定气体来流参数，该部分内容国外文献也没有说明。因此确定二氧化碳来流参数，是本领域亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于深空探测试验的二氧化碳来流参数确定方法，确定试验气体的来流参数，为二氧化碳来流试验研究，尤其是深空探测试验方法提供依据。
本发明目的通过如下技术方案予以实现：
提供一种基于深空探测试验的激波风洞中以二氧化碳为来流气体的流场运行参数获得方法，包括：
步骤1：在激波风洞被驱动段充入二氧化碳试验气体；
步骤2：测量二氧化碳试验气体的皮托压Ps与总压Pe，代入公式
Figure GDA0002341633460000021
中，获得马赫数Ma与等效比热比γ1的对应的一组解；
步骤3：由测得的喷管贮室总压Pe、高压驱动段驱动压力P4、低压被驱动压力P1及所述马赫数Ma与等效比热比γ1的对应一组解，确定马赫数 Ma与总温Te对应的一组解，并绘制马赫数Ma与总温Te对应的第一对应关系曲线；
步骤4：将喷管贮室总压Pe、总温Te及二氧化碳的气体热力学性质作为已知参数，对喷管流场进行数值模拟，求得每组解下的马赫数，确定马赫数Ma与总温Te的第二对应关系曲线；
步骤5：获取第一对应关系曲线与第二对应关系曲线的交点A，交点A 的马赫数与总温即为来流气体的流场的马赫数与总温。
优选的，激波风洞包括高压驱动段、低压被驱动段、第一隔膜、第二隔膜、喷管、试验段和测压钯；高压驱动段用于充入高压空气，第一隔膜设置在高压驱动段与低压被驱动段之间，第二隔膜设置在低压被驱动段与喷管之间，测压钯设置在试验段内，测压钯上设置多个压力测量传感器，用于测量均匀区的皮托压力Ps，喷管入口处的壁面上安装压力测量传感器，测量来流总压Pe。
优选的，确定马赫数Ma与总温Te对应的一组解的方法为通过下述公式解算：
Figure GDA0002341633460000022
Figure GDA0002341633460000031
T1为二氧化碳的温度，T4为高压驱动气体温度，γ4为高压空气的比热比， M1为二氧化碳的相对分子质量，M4为空气的相对分子质量，P4为高压段的气体压力，P5为激波运行状态时的总压，T5为激波运行状态时的总温， Ms为激波马赫数。
优选的，确定马赫数Ma与总温Te的第二对应关系曲线的具体方法为：
由于喷管为轴对称，采用多组元轴对称N-S方程作为控制方程，其积分形式如下：
Figure GDA0002341633460000032
其中，r为单元中心径向坐标，
Figure GDA0002341633460000033
分别为守恒量、对流通量、粘性通量、源项，Ω为控制体体积，S为每个网格面的面积；热完全气体假设下可采用如下形式的状态方程：
Figure GDA0002341633460000034
其中，p为当地压强，ρ为气体密度，Yi为i组元质量分数、Ru为通用气体常数、MWi为i组元分子量，T为温度；CO2在给定温度下的定压比热Cp、焓H和熵S可由以下拟合公式计算得到：
Figure GDA0002341633460000035
Figure GDA0002341633460000036
Figure GDA0002341633460000037
其中R是CO2特定气体常数，T为温度，a1～a9是拟合系数。
优选的，还包括步骤6，通过来流气体的流场的马赫数与总温，确定来流的比热比和雷诺数。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明用试验、理论分析及数值模拟相结合的方法，获得了可信度高的试验气体的来流参数，为二氧化碳来流试验研究，尤其是深空探测试验方法提供依据。可以成为地外天体(如火星)再入气动理论、计算方法和再入飞行器气动设计的重要地面试验验证手段。
(2)本发明的方法重复性好，由于第一对应曲线与第二对应曲线分别为上升和下降趋势，对交点的容错性较高。
(3)本发明的试验简单易行，计算简洁，效率高。
附图说明
图1是本发明的流程图。
图2为本发明第一对应曲线(Result1)与第二对应曲线(Result2)示意图。
图3为激波风洞结构及运行示意图。
具体实施方式
为了解决激波风洞试验中，二氧化碳气体来流参数难以确定的问题，本发明提供了一种新方法，通过在激波风洞被驱动段充入试验气体，测量总压 Pe和皮托压力Ps，通过激波管理论获得马赫数与总温的关系曲线(等效比热比为常数)，再通过CFD数值模拟方法获得马赫数随总温的变化曲线(比热比随温度变化)，两条曲线的交点即为来流的状态，从而实现来流参数(马赫数、比热比、总温、雷诺数等)的确定。
本发明的试验装置参见图3，激波风洞包括高压驱动段4、低压被驱动段1、隔膜(膜片)、喷管、试验段、测压钯；
所述高压驱动段4充入高压空气，当高压空气的压力超过设定阈值时，隔膜破裂，高压空气产生激波向低压被驱动段1运动，间断面为空气和二氧化碳的分界面，区域2的气体经过试验段的时间为有效试验时间，激波在第二道模片上反射，第二道模片破裂，二氧化碳气体进入喷管，加速到达实验段；测压钯布置多个压力测量传感器(NS-2型传感器)，测量流场均匀区的皮托压力，并计算平均值作为流场的皮托压力Ps；喷管入口处的壁面上安装压力测量传感器，测量来流总压Pe，该处流速近似为0。
参见图1本发明的流程包括：
步骤1：在被驱动段前后夹好膜片，使其形成封闭的空间，在被驱动段充入试验气体，驱动压力为P4，被驱动压力为P1；
试验气体可以是二氧化碳及类似二氧化碳的气体，即比热比随温度变化较大的气体，包括大多数三原子分子气体。
步骤2：按常规步骤继续进行试验，测得气流的皮托压Ps与总压Pe，代入雷利关系式(公式1)，在一定的马赫数范围内可求出满足方程的若干组解，马赫数Ma与等效比热比γ1一一对应。
Figure GDA0002341633460000051
步骤3：由试验测得的喷管贮室总压Pe、驱动压力P4、被驱动压力P1、步骤2中每组解的比热比γ1，通过激波管理论(公式2)可求得喷管贮室总温，即得到若干组的总温Te；确定马赫数Ma与总温Te的第一对应关系曲线；
Figure GDA0002341633460000052
P5为激波运行状态时的总压，T5为激波运行状态时的总温，T1为常温，通常取288K，Ms为激波马赫数。
Figure GDA0002341633460000053
最后确定马赫数Ma与总温Te的第一对应关系曲线；其中，下标数字代表图3中各个区域的参数，T1为被驱动气体温度，通常取288K，T4为驱动气体温度，γ4为空气的比热比，通常取1.4，M为相对分子质量，P5为激波运行状态时的总压，T5为激波运行状态时的总温，Ms为激波马赫数。
步骤4：由于喷管贮室总压Pe、总温Te已知，可采用计算流体力学 (CFD)Hyper3d软件对喷管流场进行数值模拟，计算得到每组解Te的马赫数Ma，绘制马赫数Ma随总温Te的变化曲线；
由于喷管为轴对称，采用多组元轴对称NS方程作为控制方程，其积分形式如下：
Figure GDA0002341633460000061
其中，r为单元中心径向坐标。
Figure GDA0002341633460000062
分别为守恒量、对流通量、粘性通量、源项，Ω为控制体体积，S为每个网格面的面积。热完全气体假设下可采用如下形式的状态方程：
Figure GDA0002341633460000063
其中，p为当地压强，ρ为气体密度，Yi为i组元质量分数、Ru为通用气体常数、MWi为i组元分子量，T为温度。CO2在给定温度下的定压比热Cp、焓H和熵S可由以下拟合公式计算得到[5]：
Figure GDA0002341633460000064
Figure GDA0002341633460000065
Figure GDA0002341633460000066
其中R是CO2特定气体常数，T为温度，a1～a9是拟合系数。
步骤5：可将步骤2、3步的若干组解写成总温-马赫数的形式，与步骤 4的曲线置于同一张图上如图2所示，其交点A即为该次试验流场马赫数与总温；
步骤6：其它流场参数可计算获得。通过来流气体的流场马赫数与总温，可以利用现有公式确定来流的比热比和雷诺数。
本发明的CFD计算程序中，采用NASA数据库中的各种气体的物性参数，即比热比随温度的变化规律。最终获得来流的马赫数、等效比热比、总温、雷诺数通过其它方法验证，真实可信。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种基于深空探测试验的激波风洞中以二氧化碳为来流气体的流场运行参数获得方法，其特征在于，包括：
步骤1：在激波风洞被驱动段充入二氧化碳试验气体；
步骤2：测量二氧化碳试验气体的皮托压Ps与总压Pe，代入公式
Figure FDA0002341633450000011
中，获得马赫数Ma与等效比热比γ1的对应的一组解；
步骤3：由测得的喷管贮室总压Pe、高压驱动段驱动压力P4、低压被驱动压力P1及所述马赫数Ma与等效比热比γ1的对应一组解，确定马赫数Ma与总温Te对应的一组解，并绘制马赫数Ma与总温Te对应的第一对应关系曲线；
步骤4：将喷管贮室总压Pe、总温Te及二氧化碳的气体热力学性质作为已知参数，对喷管流场进行数值模拟，求得每次数值模拟结果对应的的马赫数，确定马赫数Ma与总温Te的第二对应关系曲线；
步骤5：获取第一对应关系曲线与第二对应关系曲线的交点A，交点A的马赫数与总温即为来流气体的流场的马赫数与总温；
确定马赫数Ma与总温Te对应的一组解的方法为通过下述公式解算：
Figure FDA0002341633450000012
Figure FDA0002341633450000013
T1为二氧化碳的温度，T4为高压驱动气体温度，γ4为高压空气的比热比，M1为二氧化碳的相对分子质量，M4为空气的相对分子质量，P4为高压段的气体压力，P5为激波运行状态时的总压，T5为激波运行状态时的总温，Ms为激波马赫数。
2.根据权利要求1所述的流场运行参数获得方法，其特征在于：激波风洞包括高压驱动段(4)、低压被驱动段(1)、第一隔膜、第二隔膜、喷管、试验段和测压钯；高压驱动段(4)用于充入高压空气，第一隔膜设置在高压驱动段(4)与低压被驱动段(1)之间，第二隔膜设置在低压被驱动段(1)与喷管之间，测压钯设置在试验段内，测压钯上设置多个压力测量传感器，用于测量均匀区的皮托压力Ps，喷管入口处的壁面上安装压力测量传感器，测量来流总压Pe。
3.根据权利要求1所述的流场运行参数获得方法，其特征在于：确定马赫数Ma与总温Te的第二对应关系曲线的具体方法为：
由于喷管为轴对称，采用多组元轴对称N-S方程作为控制方程，其积分形式如下：
Figure FDA0002341633450000021
其中，r为单元中心径向坐标，
Figure FDA0002341633450000022
分别为守恒量、对流通量、粘性通量、源项，Ω为控制体体积，S为每个网格面的面积；热完全气体假设下可采用如下形式的状态方程：
Figure FDA0002341633450000023
其中，p为当地压强，ρ为气体密度，Yi为i组元质量分数、Ru为通用气体常数、MWi为i组元分子量，T为温度；CO2在给定温度下的定压比热Cp、焓H和熵S可由以下拟合公式计算得到：
Figure FDA0002341633450000024
Figure FDA0002341633450000031
Figure FDA0002341633450000032
其中R是CO2特定气体常数，T为温度，a1～a9是拟合系数。
4.根据权利要求1所述的流场运行参数获得方法，其特征在于：还包括步骤6，通过来流气体的流场的马赫数、总温，确定来流的比热比和雷诺数。
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