粟斯堯, 石義雷, 柳 森, 彭治雨, 黎作武

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000； 2. 國(guó)家計(jì)算流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100191)

0 引 言

飛船返回艙等高超聲速飛行器在大氣層中飛行時(shí)，頭部前方空氣經(jīng)激波強(qiáng)烈壓縮而急劇升溫，并將發(fā)生離解、電離等化學(xué)反應(yīng)，產(chǎn)生相應(yīng)原子和離子。而飛行器表面材料往往對(duì)流場(chǎng)中的原子、離子具有催化復(fù)合作用，使其在飛行器表面附近發(fā)生復(fù)合反應(yīng)形成相應(yīng)分子，由此改變飛行器表面附近的組分分布。

另一方面，催化復(fù)合反應(yīng)是一種放熱過程，它也會(huì)改變飛行器表面附近流場(chǎng)的溫度分布。顯然這兩方面因素都將直接影響飛行器的氣動(dòng)熱環(huán)境。這一現(xiàn)象已被美國(guó)NASA航天飛機(jī)防熱瓦催化特性飛行試驗(yàn)所證實(shí)[1]。因此研究壁面催化對(duì)飛行器熱環(huán)境影響規(guī)律，發(fā)展壁面催化條件下氣動(dòng)熱環(huán)境精確預(yù)測(cè)方法對(duì)高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和可靠性驗(yàn)證具有重大意義。

對(duì)于高超聲速飛行器，壁面催化反應(yīng)往往發(fā)生在高溫非平衡流動(dòng)中。受地面設(shè)備能力及經(jīng)費(fèi)的限制，目前難以依靠地面或飛行試驗(yàn)系統(tǒng)研究壁面催化對(duì)飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境影響。地面試驗(yàn)主要用于研究材料的催化特性，為催化計(jì)算建模和校核提供依據(jù)[2]。隨著CFD技術(shù)的發(fā)展和計(jì)算機(jī)硬件能力的提升，CFD數(shù)值模擬已成為解決存在壁面催化等高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡效應(yīng)條件下高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)測(cè)的重要手段[3]。在CFD方法中，通常以催化邊界條件的形式模擬壁面催化效應(yīng)，即需給出壁面上的組分分布。完全非催化和完全催化是兩種最容易實(shí)現(xiàn)的催化邊界條件，其中完全非催化假定壁面附近組分分布不存在梯度，壁面組分分布等于流場(chǎng)內(nèi)點(diǎn)組分分布；而完全催化認(rèn)為流場(chǎng)中的原子、離子在壁面完全復(fù)合，在冷壁條件下，可認(rèn)為壁面組分與來流組分分布相同(超級(jí)催化)。由于完全非催化條件下壁面組分分布梯度為零，不會(huì)形成擴(kuò)散熱流，故完全非催化壁條件下的熱流計(jì)算結(jié)果將低于完全催化壁[4]。但實(shí)際上，壁面一般處于有限催化狀態(tài)，上述兩種極限情況只能用于定性分析。因此要實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境精確預(yù)測(cè)，必須采用有限催化邊界條件。

根據(jù)催化反應(yīng)速率常數(shù)的計(jì)算方法，有限催化邊界條件可分為兩類[5]：一是指定催化效率(催化復(fù)合系數(shù))，再根據(jù)催化效率計(jì)算催化反應(yīng)速率常數(shù)[6]；二是采用壁面有限速率化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)方法，對(duì)氣固復(fù)相催化反應(yīng)過程進(jìn)行分析和建模，直接計(jì)算催化反應(yīng)速率常數(shù)[7]，得到催化反應(yīng)速率常數(shù)后，再根據(jù)表面質(zhì)量守恒原理確定壁面各組分分布，即實(shí)現(xiàn)了有限催化邊界條件。由于第一種實(shí)現(xiàn)方法相對(duì)簡(jiǎn)單，且有大量防熱材料催化系數(shù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的支持[8-10]，因此得到了廣泛的應(yīng)用。

返回艙等飛行器再入過程中將因電離反應(yīng)形成等離子體鞘套，嚴(yán)重時(shí)還會(huì)導(dǎo)致通訊黑障，因此壁面處也會(huì)發(fā)生離子組分的催化反應(yīng)。而目前已發(fā)表的研究工作主要是針對(duì)氧原子、氮原子以及碳原子等中性原子的有限催化反應(yīng)[11-13]，存在離子組分時(shí)壁面有限催化對(duì)氣動(dòng)加熱的影響規(guī)律還不清晰。為此本文首先采用指定催化效率的方法，發(fā)展了包含離子組分的有限催化邊界條件，并結(jié)合多組分化學(xué)非平衡N-S方程數(shù)值求解，建立了有限催化條件下的高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境計(jì)算方法。然后針對(duì)類聯(lián)盟號(hào)飛船返回艙外形，采用7組分電離空氣化學(xué)模型和有限催化邊界條件對(duì)其典型再入工況氣動(dòng)熱環(huán)境開展了計(jì)算分析，研究了存在離子組分時(shí)其氣動(dòng)熱環(huán)境隨壁面催化效率的變化規(guī)律，并對(duì)壁面有限催化影響氣動(dòng)加熱的物理機(jī)制進(jìn)行了探討。

1 計(jì)算方法

1.1 流動(dòng)控制方程

本文旨在考察分子離解、電離以及催化復(fù)合等現(xiàn)象對(duì)氣動(dòng)熱環(huán)境的影響，因此只考慮了化學(xué)非平衡效應(yīng)，暫時(shí)不模擬熱力學(xué)非平衡和輻射等現(xiàn)象。流動(dòng)控制方程為三維守恒形式的多組分化學(xué)非平衡氣體N-S方程組[14]：

式中，Q為守恒變量，Sr為化學(xué)反應(yīng)源項(xiàng)，F(xiàn)、G、H為無(wú)黏通量，F(xiàn)v、Gv、Hv為黏性通量。采用采用有限體積法，在網(wǎng)格控制體單元內(nèi)對(duì)控制方程進(jìn)行積分，結(jié)合Gauss定理，得：

式中，Σ和n分別為控制體單元表面面積和外法向單位向量，V為控制體單元體積。f=Fi+Gj+Hk和fv=Fvi+Gvj+Hvk分別是無(wú)黏和黏性通量矢量。

黏性應(yīng)力張量、熱流矢量、組分質(zhì)量擴(kuò)散通量分別滿足牛頓應(yīng)力關(guān)系、傅里葉熱傳導(dǎo)定律和費(fèi)克擴(kuò)散定律這些線性輸運(yùn)本構(gòu)關(guān)系。對(duì)飛行器的氣動(dòng)加熱由下式計(jì)算：

式中，Qc、Qd分別為熱傳導(dǎo)和組分?jǐn)U散對(duì)總氣動(dòng)加熱的貢獻(xiàn)，可稱為傳導(dǎo)熱流和擴(kuò)散熱流。

本文采用了7組分Dunn-Kang[15]電離空氣模型,組分比焓hs等熱力學(xué)函數(shù)由多項(xiàng)式擬合給出[16]，黏性系數(shù)、熱傳導(dǎo)系數(shù)及擴(kuò)散系數(shù)等輸運(yùn)系數(shù)的具體計(jì)算方法可參考文獻(xiàn)[17]。

1.2 有限催化邊界條件

在CFD數(shù)值模擬中，壁面催化效應(yīng)通常以催化邊界條件的形式出現(xiàn)，即需給出壁面上的組分分布。下面以7組分電離空氣為例，給出包含離子組分的有限催化邊界條件。

高溫空氣包含離子組分時(shí)，壁面催化反應(yīng)可包括原子復(fù)合和離子復(fù)合兩種類型。對(duì)7組分電離空氣，考慮如下3個(gè)催化復(fù)合反應(yīng)：

由催化反應(yīng)引起的單位時(shí)間，單位面積壁面上組分質(zhì)量消耗為：

式中，ks為催化反應(yīng)速率常數(shù)，ρw為壁面處密度，fws為壁面處組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)，負(fù)號(hào)表示質(zhì)量損失。

給定催化效率后，壁面無(wú)滑移時(shí)ks可由下式計(jì)算[18]：

式中γs為催化效率，也被稱為催化復(fù)合系數(shù)。它等于在壁面發(fā)生催化復(fù)合的原子數(shù)與入射到壁面總原子數(shù)之比。顯然其取值在0到1之間，取0時(shí)表示完全非催化，取1時(shí)表示完全催化。

中性分子為催化反應(yīng)的生成物，根據(jù)質(zhì)量守恒原理，催化反應(yīng)引起的壁面單位面積組分質(zhì)量增加為：

式中，MNO、MNO+為對(duì)應(yīng)組分的摩爾質(zhì)量。另一方面，壁面處由擴(kuò)散作用產(chǎn)生的質(zhì)量通量為：

其中n為壁面法向單位矢量，方向由壁面指向流場(chǎng)內(nèi)部。壁面無(wú)質(zhì)量引射時(shí)，各組分單位時(shí)間單位面積由催化反應(yīng)產(chǎn)生(消耗)的質(zhì)量與擴(kuò)散出(到)飛行器表面的質(zhì)量應(yīng)相等，即各組分在壁面處的凈質(zhì)量通量為零。故下述關(guān)系式成立：

由于邊界條件中涉及組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)的壁面法向?qū)?shù)，實(shí)際計(jì)算時(shí)還需要恰當(dāng)離散。本文綜合計(jì)算效率和計(jì)算穩(wěn)定性兩方面考慮，發(fā)展了一種近似隱式處理方法：壁面組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)采用隱式離散，其它系數(shù)項(xiàng)采用顯示離散。例如，s=N,O,NO+時(shí)，式(9)可離散為：

式中，上標(biāo)n表示用第n時(shí)間步的量計(jì)算，dn為壁面第一層網(wǎng)格中心到壁面的距離，f1s為該處組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)。流場(chǎng)迭代計(jì)算時(shí)，已知n時(shí)間步流場(chǎng)變量后，根據(jù)下式更新壁面組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)：

其他組分處理方法類似，不再贅述。在給定催化效率后，由前述關(guān)系式可以確定所有重粒子組分在壁面的分布，最后再根據(jù)電中性假設(shè)得出電子在壁面的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。

1.3 求解方法

對(duì)控制方程進(jìn)行無(wú)量綱化處理后，采用有限體積法進(jìn)行離散。為了克服剛性問題，同時(shí)兼顧計(jì)算穩(wěn)定性和計(jì)算效率，對(duì)無(wú)黏項(xiàng)和化學(xué)反應(yīng)源項(xiàng)采用隱式格式離散，而黏性項(xiàng)的離散采用顯式二階中心格式離散。最后采用LU-SGS方法[19]進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)求解，并使用局部時(shí)間步長(zhǎng)加速收斂。為解決復(fù)雜外形網(wǎng)格生成困難問題，采用了多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格MPI分區(qū)并行求解技術(shù)。

氣動(dòng)熱計(jì)算好壞關(guān)鍵在于能否準(zhǔn)確模擬邊界層，特別是壁面附近的溫度梯度、組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)梯度。高超聲速流場(chǎng)中含有強(qiáng)激波等間斷，如果計(jì)算格式耗散太小可能引起計(jì)算發(fā)散或出現(xiàn)紅玉現(xiàn)象等非物理解，而計(jì)算格式耗散太大又會(huì)影響邊界層的刻畫，最終都不能得到好的熱流計(jì)算效果。因此要想準(zhǔn)確計(jì)算熱流，需要在激波處引入適當(dāng)耗散以穩(wěn)定激波，同時(shí)在邊界層內(nèi)要盡量減小耗散。為解決這一問題，本文在流場(chǎng)變量梯度大的方向(壁面法向)采用耗散小的Godunov格式[20]，而在流場(chǎng)變量梯度小的方向采用耗散大的Steger-Warming矢通量分裂格式[21]，以提高計(jì)算魯棒性，同時(shí)不降低熱流計(jì)算精度[22]。

對(duì)于邊界條件的處理，壁面可采用無(wú)滑移完全非催化/催化，以及有限催化邊界條件，壁面溫度可按等溫壁設(shè)定或由輻射平衡關(guān)系計(jì)算。由于非規(guī)則外形流場(chǎng)存在激波/激波,激波/邊界層干擾現(xiàn)象，通常使用的壁面法向零壓力梯度條件不一定適用，故本文采用由內(nèi)點(diǎn)外插的方法計(jì)算壁面壓力。超聲速來流邊界則直接采用來流條件，對(duì)于超聲速出口邊界采用一階外插的方法。

2 方法驗(yàn)證

標(biāo)模ELECTRE幾何外形是半錐角為4.6°的球錐體，頭部半徑為0.175 m，彈身總長(zhǎng)為2.0 m，且擁有飛行試驗(yàn)測(cè)熱數(shù)據(jù)[23]。其中發(fā)射后第293 s時(shí)刻(高度53.3 km，迎角近似為0°，馬赫數(shù)13)公開報(bào)道的熱流數(shù)據(jù)最完整，包含沿標(biāo)模母線所有測(cè)點(diǎn)數(shù)據(jù)；且該工況飛行速度在4000 m/s以上，高溫氣體效應(yīng)已不能忽略；加之飛行高度在50 km以上，可以避免轉(zhuǎn)捩及湍流模擬，更易于考察高溫氣體效應(yīng)。基于上述原因，已有大量文獻(xiàn)把ELECTRE第293 s時(shí)刻工況作為高溫非平衡流場(chǎng)及氣動(dòng)熱計(jì)算方法的考核算例。本文為驗(yàn)證所建方法和計(jì)算程序的可靠性，也對(duì)該算例進(jìn)行了考核計(jì)算。計(jì)算時(shí)壁面溫度取為343 K,且采用了完全非催化和完全催化兩種壁面催化條件。

網(wǎng)格分布，特別是壁面法向網(wǎng)格間距對(duì)氣動(dòng)熱計(jì)算影響較大[24]。為考核計(jì)算方法對(duì)氣動(dòng)熱計(jì)算的網(wǎng)格無(wú)關(guān)性，并由此確定合適的壁面法向網(wǎng)格間距，共劃分了Rec=1、5、10、20、50五種不同網(wǎng)格雷諾數(shù)的計(jì)算網(wǎng)格。網(wǎng)格雷諾數(shù)的定義如下：

式中，ρ∞、V∞、μ∞分別為自由來流密度、速度和黏性系數(shù)，Δn為壁面法向第一層網(wǎng)格間距。為同時(shí)驗(yàn)證程序的三維問題計(jì)算能力，五套網(wǎng)格均為三維網(wǎng)格，且拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)一致，壁面法向網(wǎng)格數(shù)均為81，如圖1所示。

圖2給出了不同網(wǎng)格和壁面催化條件下ELECTRE彈身母線熱流密度計(jì)算結(jié)果與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較情況。圖例中“nc”表示壁面為完全非催化，“fc”表示壁面為完全催化。本文的計(jì)算方法具有較好的網(wǎng)格無(wú)關(guān)性，網(wǎng)格雷諾數(shù)小于20后熱流計(jì)算結(jié)果基本相同。熱流分布規(guī)律計(jì)算與試驗(yàn)基本一致，除尾部外飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處于完全非催化壁和完全催化壁預(yù)測(cè)結(jié)果之間。

圖2 計(jì)算與飛行試驗(yàn)結(jié)果比較Fig.2 Comparison among the CFD results and Flight data

3 返回艙熱環(huán)境計(jì)算分析

利用上節(jié)所述計(jì)算方法，對(duì)類聯(lián)盟號(hào)飛船返回艙氣動(dòng)熱環(huán)境開展了數(shù)值計(jì)算。由于返回艙通常采用碳基或硅基防熱材料，其催化效率通常小于0.1，因此本文只考慮了0.0、0.02、0.05、0.1四種壁面催化效率，且假設(shè)各組分的催化效率相同。計(jì)算工況高度為70 km，馬赫數(shù)為24.9，迎角為30°，壁面溫度為350 K。由于該工況飛行高度較高，均按層流流態(tài)計(jì)算。

圖3是返回艙流場(chǎng)溫度分布云圖。返回艙激波壓縮強(qiáng)烈，過激波后流場(chǎng)溫度急劇升高，并在返回艙大底、迎風(fēng)面與弓形激波之間形成了高溫區(qū)。與量熱完全氣體總靜關(guān)系式估計(jì)結(jié)果比較，波后溫度明顯降低，可以預(yù)見波后高溫激波層內(nèi)發(fā)生離解等吸熱化學(xué)反應(yīng)。這一點(diǎn)可從圖4給出的流場(chǎng)組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖得到證實(shí)：過激波后O2分子和N2分子發(fā)生離解并生成相應(yīng)O原子與N原子，因此原子質(zhì)量分?jǐn)?shù)明顯增加而對(duì)應(yīng)分子質(zhì)量分?jǐn)?shù)顯著下降。 此外流場(chǎng)中還生成了NO分子，并進(jìn)一步電離產(chǎn)生了NO+離子，因此有必要研究包含離子組分時(shí)有限催化對(duì)返回艙氣動(dòng)加熱的影響。

圖5給出了不同催化效率條件下返回艙表面熱流密度分布情況。當(dāng)催化效率等于零，即完全非催化壁時(shí)熱流密度最低；隨著催化效率增大，返回艙迎風(fēng)面熱流密度明顯增加。可見壁面有限催化對(duì)氣動(dòng)加熱有重要影響。采用低催化效率的防熱材料可有效緩和返回艙氣動(dòng)熱環(huán)境。

駐點(diǎn)是返回艙熱環(huán)境最為嚴(yán)酷的部位，圖6給出了返回艙駐點(diǎn)峰值熱流隨壁面催化效率的變化情況。

圖3 返回艙流場(chǎng)溫度云圖Fig.3 Temperature contour of capsule flowfield

圖4 組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖Fig.4 Mass fraction contours

圖5 返回艙表面熱流密度云圖Fig.5 Heat-flux contour of capsule surface

如圖6所示，在本文考慮的范圍內(nèi)，返回艙駐點(diǎn)總熱流和擴(kuò)散熱流均隨著催化效率單調(diào)遞增，但熱流增加率并不是線性，而是隨催化效率逐漸減小。擴(kuò)散熱流對(duì)催化效率更加敏感，且量值上可以超過傳導(dǎo)熱流。此外通過比較總熱流與擴(kuò)散熱流的變化規(guī)律可以看出，在駐點(diǎn)區(qū)域，催化效應(yīng)主要通過擴(kuò)散機(jī)制影響氣動(dòng)加熱。

圖6 返回艙駐點(diǎn)熱流密度比較Fig.6 Heat-flux contour of capsule surface

圖7 返回艙大底中心線熱流密度分布Fig.7 Heat-flux distribution along the center line of capsule ’s base

除駐點(diǎn)外，返回艙大底也是氣動(dòng)加熱嚴(yán)重的部位，為分析有限催化對(duì)其熱環(huán)境的影響，圖7給出了不同催化效率條件下沿大底中心線的熱流密度分布情況?？梢钥闯鲇邢薮呋瘲l件下熱流密度明顯升高，但中心線不同位置處熱流密度隨催化效率的變化規(guī)律不盡相同：駐點(diǎn)附近區(qū)域熱環(huán)境受催化作用影響顯著，熱流密度隨催化效率的絕對(duì)增幅也最大；而在遠(yuǎn)離駐點(diǎn)的流動(dòng)膨脹區(qū)，催化效率大于0.02后熱流密度變化不大。

為進(jìn)一步厘清壁面有限催化對(duì)氣動(dòng)熱環(huán)境的影響機(jī)制，圖8和圖9分別給出了沿返回艙大底中心線的傳導(dǎo)熱流和擴(kuò)散熱流密度分布。壁面催化效率大于0.02后，傳導(dǎo)熱流基本不受壁面催化效率影響，而且量值上反而低于完全非催化壁。而擴(kuò)散熱流受壁面催化系數(shù)影響明顯，這再次說明有限催化條件下，擴(kuò)散熱流是影響氣動(dòng)加熱的主要機(jī)制。

從物理上分析，催化效率反映了原子、離子在壁面發(fā)生催化復(fù)合反應(yīng)的強(qiáng)弱，對(duì)壁面及壁面附近組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布有直接影響。由擴(kuò)散熱流表達(dá)式(3)可以看出，擴(kuò)散熱流與壁面法向組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)梯度直接相關(guān)，因此對(duì)催化效率更加敏感。另一方面催化復(fù)合反應(yīng)屬于放熱反應(yīng)，對(duì)壁面附近溫度梯度也會(huì)產(chǎn)生影響。但從本文計(jì)算結(jié)果看，這種影響相對(duì)較小，與壁面溫度梯度直接相關(guān)的傳導(dǎo)熱流對(duì)催化效率并不敏感。這兩方面原因共同造成了傳導(dǎo)與擴(kuò)散熱流的相對(duì)大小會(huì)隨催化效率發(fā)生變化。同時(shí)也說明壁面催化效應(yīng)主要是通過原子、離子在壁面發(fā)生催化復(fù)合反應(yīng)，改變壁面及壁面附近組分分布，進(jìn)而導(dǎo)致擴(kuò)散熱流發(fā)生變化，對(duì)總氣動(dòng)加熱產(chǎn)生影響。

圖8 返回艙大底中心線傳導(dǎo)熱流密度分布Fig.8 Conductive heat-flux distribution along the center line of capsule’s base

圖9 返回艙大底中心線擴(kuò)散熱流密度分布Fig.9 Diffusive heat-flux distribution along the center line of capsule’s base

需要指出的是，在駐點(diǎn)附近區(qū)域和遠(yuǎn)離駐點(diǎn)區(qū)域，催化效率對(duì)擴(kuò)散熱流的影響規(guī)律明顯不同。駐點(diǎn)附近擴(kuò)散熱流隨催化效率增大而增大，而在遠(yuǎn)離駐點(diǎn)的流動(dòng)膨脹區(qū)擴(kuò)散熱流則可能隨催化系數(shù)增大反而減小。這說明壁面催化對(duì)氣動(dòng)加熱的影響不僅與表征材料催化能力的催化效率有關(guān)。

考慮到實(shí)際計(jì)算中，壁面法向組分梯度是以離散形式計(jì)算，即：

通過上述分析，我們可以得到如下初步推論：壁面有限催化對(duì)氣動(dòng)熱的影響不僅與壁面材料催化效率有關(guān)，也與流場(chǎng)離解電離程度、壁面密度、溫度等當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)參數(shù)相關(guān)。這也解釋了本文返回艙算例中，在駐點(diǎn)附近區(qū)域和遠(yuǎn)離駐點(diǎn)區(qū)域，催化效率對(duì)熱流的影響規(guī)律明顯不同的原因。

4 結(jié) 論

初步建立了包含離子組分有限催化條件下的高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境計(jì)算方法和軟件。針對(duì)類聯(lián)盟號(hào)飛船返回艙外形，研究了壁面有限催化對(duì)其氣動(dòng)熱環(huán)境的影響規(guī)律，主要結(jié)論如下：

1) 表征材料催化能力的催化效率對(duì)氣動(dòng)加熱影響顯著，隨著催化效率增大，返回艙迎風(fēng)面熱流密度明顯增加。采用低催化效率壁面材料可有效緩和返回艙氣動(dòng)熱環(huán)境。

2) 催化作用主要通過擴(kuò)散機(jī)制影響氣動(dòng)加熱。擴(kuò)散熱流對(duì)壁面催化效率更加敏感，且量值上可以超過傳導(dǎo)熱流，但熱流并不隨催化效率增加而線性增大。

3) 催化作用對(duì)氣動(dòng)加熱的影響不僅與壁面材料催化效率本身有關(guān)，也與流場(chǎng)離解電離程度、壁面密度、溫度等當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)參數(shù)相關(guān)。

本文的工作假定了所有催化反應(yīng)的催化效率都為相同常數(shù)，且只考慮了0.1以下的催化效率，因此所得結(jié)論還需要進(jìn)一步研究確認(rèn)。本文采用了等溫壁條件，沒有研究壁溫對(duì)催化的影響。而實(shí)際上催化效率與壁面溫度是密切相關(guān)的，在以后的研究中應(yīng)考慮隨壁溫變化的催化效率模型。另外對(duì)燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)，壁面氧化、氮化反應(yīng)也對(duì)氣動(dòng)熱環(huán)境有重要影響，因此除壁面催化反應(yīng)外，還需要發(fā)展同時(shí)考慮其它壁面反應(yīng)的邊界條件。

熱力學(xué)非平衡現(xiàn)象如振動(dòng)-化學(xué)反應(yīng)耦合，會(huì)改變相關(guān)反應(yīng)的化學(xué)反應(yīng)速率，并由此對(duì)流場(chǎng)組分分布造成影響。而壁面催化主要是通過組分?jǐn)U散機(jī)制影響氣動(dòng)加熱，對(duì)流場(chǎng)組分分布相對(duì)敏感，因此有必要評(píng)估熱力學(xué)非平衡效應(yīng)對(duì)壁面催化氣動(dòng)加熱的影響。本文作者針對(duì)此問題已開展了初步研究，結(jié)果表明：對(duì)返回艙大底這類大鈍頭體外形，飛行速度在第一宇宙速度以下時(shí)，熱力學(xué)非平衡效應(yīng)對(duì)其氣動(dòng)熱環(huán)境影響較小，不會(huì)改變本文的研究結(jié)論，相關(guān)情況將另文詳細(xì)探討。

致謝:感謝中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速所李志輝研究員對(duì)本文工作的幫助。