何新¹, 高城¹, 江涛^2.*

1 国防科技大学文理学院; 2 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所

以第二宇宙速度进入地球大气的探月返回舱、火星探测进入舱等飞行器面临激波层流场辐射加热问题。为了能够进行精细化热安全设计，必须掌握激波流场的光谱辐射特性。在这方面，通过飞行试验进行研究耗费太大，开展激波管、激波风洞等地面实验不可控因素多、难于反映真实情况，因此开展计算研究非常必要。

目前国内外公认最准确的碰撞辐射模型，由于需要求解大规模速率方程组，计算量巨大，难于工程应用。基于碰撞辐射模型发展而来的准稳态近似等简化方法，仍然需要求解包含许多碰撞和辐射微观过程的方程组，计算成本并不低。可以说，研究发展能够保证一定精度，同时低成本、高效率的激波流场光谱辐射计算方法，一直是研究者的不懈追求。

本文在精细碰撞辐射模型以及准稳态近似方法的主要思想基础上，采取进一步近似处理，发展了一种计算激波流场非平衡空气等离子体光谱辐射的简化方法。对于原子及离子，引入反映激波流场非平衡程度的因子，得到修正的 Saha-Boltzmann方程，并建立了包含主要辐射过程的方程组。该方程组是非耦合的，求解非平衡因子非常简单。对于分子及离子，提出了一种确定非平衡因子的方法。计算出了各种粒子的非平衡因子，则流场中粒子的非平衡能级集居数分布容易确定，进一步采用逐线计算方法得到光谱辐射数据。基于该简化方法，对相同条件下粒子的非平衡、平衡光谱辐射之间的差异进行了研究分析，还简要讨论了在典型激波实验研究中的应用。

随着空间探索的深入，未来的载人登月返回、火星取样返回，比现有探测器飞行速度会更高、舱体尺寸会更大，辐射加热研究的需求也越来越迫切。对于高超声速飞行器，相当一部分激波流场为非平衡等离子体状态，计算其光谱辐射是当前研究的难点和挑战。研究人员虽然提出了多种适用于非平衡态的光谱计算方法，但将它们应用于三维大尺度激波流场计算成本非常高昂。本文发展了一种计算激波流场非平衡空气等离子体光谱辐射的简化方法，研究了AVCO R-156激波实验中的非平衡光谱辐射。计算结果与NEQAIR代码、实验数据符合，说明该简化方法是有效的。本文工作为高超声速辐射加热评估提供了一种低成本、高效率的计算方法，能够为高超声速工程应用研究提供重要支撑。

关键词：光谱辐射，非平衡，空气等离子体，高超声速

点击阅读论文原文：https://doi.org/10.1186/s42774-021-00070-1

陈贤亮, 徐东晓, 符松*

清华大学航天航空学院

随着飞行器飞行空域与速域的不断拓展，高超声速高焓来流使得边界层流动转捩与高温（真实）气体效应深度耦合。尤其是当气体热化学过程的时间尺度与流动时间尺度相当时，热化学非平衡流动出现失稳甚至转捩。研究高温气体效应对边界层流动失稳与转捩的影响具有重要的科学和工程价值。

现有考虑高温气体效应的流动稳定性研究工作主要集中于扰动的线性失稳，对扰动的非线性演化关注很少，而非线性失稳是主导失稳模态扰动发展为宽频多尺度流场的关键阶段。斜波转捩是描述边界层中扰动非线性演化与转捩机理的最重要机制之一，高焓边界层中考虑高温气体效应的斜波转捩机理分析研究亟待开展。

本文基于空气五组分（N₂、O₂、NO、N、O）模型，以来流马赫数为15的钝锥绕流为典型算例，开展了第二模态斜波转捩机理分析。考虑热化学非平衡效应后流动控制方程增加了振动能与化学组分质量的守恒方程（守恒变量数为10），基于该控制方程组建立了适用于热化学非平衡流动的非线性抛物化扰动方程（NPSE）方法。基本流计算使用作者发展的5阶激波装配法求解器，该求解器以广义最小残差法（GMRES）为隐式时间推进格式，有很高的计算收敛效率。基于该高精度基本流，利用NPSE计算了初始一对对称第二模态斜波扰动向下游的演化过程，开展了参数化研究；分析了以流向涡为代表的典型流动结构，发现组分分数与振动温度扰动由产生项（壁面法向速度扰动与平均流梯度的乘积）主导；发现了热化学非平衡效应对斜波转捩的促进作用。

非线性抛物化扰动方程方法是开展边界层弱非线性稳定性分析的高效工具，本文的研究方法可用于多种高温热化学非平衡流动转捩机制的研究。同时，本文对斜波转捩机制的计算结果表明了热化学过程对流动失稳与转捩的重要影响，可用于进行相关模型流动转捩的预测以及帮助发展相关湍流和转捩模型。

关键词：边界层转捩，高超声速，热化学非平衡

点击阅读论文原文：https://doi.org/10.1186/s42774-021-00076-9

齐涵^1,2，李新亮^1,2*，于长平^1*，童福林^1,3

1 中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室；2 中国科学院大学工程科学学院；3 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所

高超声速转捩及湍流是当前高超声速飞行器气动设计中重点关注的空气动力学问题，其中转捩位置的准确预测是热防护设计的基础，是当前研究的热点问题。目前转捩预测理论还不是很完善，理论中大多含有经验参数，预测的准确度及普适性还有待提高。随着高速飞行器设计的气动精细化，对转捩预测的精准度提出了新的要求。此外，工程应用对转捩机理的认识也提出了更进一步的要求。深入认识转捩机理是准确预测及控制转捩的前提，也是当前流体力学领域研究的热点之一。随着高超声速飞行器设计理念的发展，升力体逐渐成为高速飞行器的主流外形，而高超声速升力体边界层转捩预测、机理及控制方法也成为飞行器设计的主要需求。相对于钝锥体，升力体外形更为复杂，其边界层存在横流、逆压、分离、熵层干扰等多种复杂因素，其转捩机理也更为复杂。

在本文中，针对中国空气动力研究与发展中心设计的升力体外形（HyTRV）进行了直接数值模拟（DNS），模拟了该升力体的风洞实验工况，触发转捩的扰动源为升力体头部的壁面随机吹吸扰动。通过DNS给出了升力体标模的热流及摩阻分布，并由此给出了升力体表面的转捩区域，使用频谱分析、模态分解技术对流场进行分析，初步认为转捩的发生与剪切导致的流向涡失稳、横流模态与第二模态的相互作用有关。

结果显示：(1)升力体下表面有较大的转捩区域，上表面只在壁面凹面处有转捩发生；(2)HyTRV升力体标模一共产生了四个转捩区域，且通过近壁流线分析发现，在流线汇聚区更容易发生转捩；(3)POD分析显示了在下表面的凹区中存在对称和反对称模态；(4)流向涡的二次失稳以及横流不稳定性在该升力体标模的转捩中起到了重要作用。

HyTRV升力体标模的高超声速转捩数据库为升力体转捩机理的进一步分析奠定了基础，后续工作将进一步探索横流模态与第二模态的相互作用。

关键词：升力体标模，高超声速边界层转捩，直接数值模拟

点击阅读论文原文：https://doi.org/10.1186/s42774-021-00082-x

孙东¹, 郭启龙¹, 袁先旭^1,2, 张昊元^1,2, 李辰^1* , 刘朋欣¹*

1 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室; 2 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所

热流的准确预测长期以来一直都是高超飞行器设计中的关键难题。当前，高超边界层的热流生成机制尚不清楚，特别是当流动中出现转捩和湍流时，情况就变得更加复杂。尽管壁面热流的定义为壁面附近的温度法向梯度，但实际上，壁面热流与边界层内的流动结构和能量输运过程都有密切的联系。如何将壁面热流与边界层的结构和能量传递过程联系起来，并定量给出不同能量输运过程的贡献，对于热流控制装置的设计和高超湍流模型的改进具有重要意义。

本文从可压缩流动守恒型能量方程出发，通过引入相对坐标系变换，使壁面以相对速度向流向的相反方向移动，进一步沿法向进行积分，将壁面热流定量表示为热传导（C_h,1）、湍流热通量输运（C_h,2）、分子扩散（C_h,3）、湍动能湍流输运（C_h,4）、分子应力做功（C_h,5）、雷诺应力做功（C_h,6）和流向不均匀性等（C_h,7）不同能量输运过程的贡献之和。由于分解过程完全从守恒型能量方程出发，并未引入其他假设，因此理论上该分解公式可适用于不同的流态。进一步，我们采用马赫6的高超转捩边界层直接数值模拟结果对热流分解公式进行了验证。

热流分解公式

马赫6的高超转捩边