楊肖峰，國(guó)義軍，唐 偉，桂業(yè)偉，杜雁霞

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

火星探測(cè)是當(dāng)前國(guó)際深空探測(cè)活動(dòng)的熱點(diǎn)，得到各航天大國(guó)的高度關(guān)注[1]，以美國(guó)為首的航天大國(guó)曾進(jìn)行數(shù)次著陸和巡視任務(wù)，并積極實(shí)施樣本返回、載人登火等新的火星探測(cè)計(jì)劃[2-3]。火星任務(wù)在我國(guó)同樣備受關(guān)注[4]，《2016年中國(guó)的航天》白皮書(shū)[5]指出，實(shí)施中國(guó)首次火星探測(cè)任務(wù)，突破火星環(huán)繞、著陸、巡視探測(cè)等關(guān)鍵技術(shù)；2020年發(fā)射首顆火星探測(cè)器，實(shí)施環(huán)繞和巡視聯(lián)合探測(cè)。

然而，火星探測(cè)器在進(jìn)入火星大氣層的關(guān)鍵階段存在巨大的技術(shù)挑戰(zhàn)。據(jù)統(tǒng)計(jì)，截至目前共有16次登陸火星嘗試，僅成功7次，成功率極低[6]。特殊且缺乏足夠數(shù)據(jù)庫(kù)支撐的火星大氣環(huán)境及由此引起的進(jìn)入飛行不確定性是造成探測(cè)器進(jìn)入飛行安全隱患的主要原因之一[7]。返回/進(jìn)入型的航天飛行器穿過(guò)大氣層過(guò)程要經(jīng)歷自由分子流區(qū)、過(guò)渡流區(qū)、滑移流區(qū)和連續(xù)流區(qū)，在各流區(qū)的飛行過(guò)程中，氣體分子會(huì)發(fā)生振動(dòng)、離解、電離和復(fù)合等化學(xué)物理反應(yīng)的真實(shí)氣體效應(yīng)?；鹦沁M(jìn)入高超聲速飛行的真實(shí)氣體效應(yīng)[8-9]及其對(duì)氣動(dòng)熱環(huán)境的影響是火星探測(cè)器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)安全可靠性設(shè)計(jì)亟需解決的關(guān)鍵問(wèn)題之一。

與常規(guī)的空氣飛行環(huán)境相比，火星大氣相對(duì)稀薄且主要含有CO2等氣體成分[6]，此類氣體分子構(gòu)型及高溫條件下分子振動(dòng)和離解特性與空氣分子有顯著區(qū)別[10]。為此進(jìn)入火星大氣層的流場(chǎng)需考慮CO2氣體主導(dǎo)的高超聲速化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)。考慮火星大氣分子的振動(dòng)激發(fā)和化學(xué)反應(yīng)的時(shí)間尺度，火星進(jìn)入流場(chǎng)的高超聲速熱力學(xué)和化學(xué)非平衡特性及與地球環(huán)境的區(qū)別值得研究[8]?；鹦沁M(jìn)入問(wèn)題的非平衡等真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)探測(cè)器氣動(dòng)加熱的精確預(yù)測(cè)有重要影響[11-12]，因此，需要深入開(kāi)展進(jìn)入火星大氣的真實(shí)氣體效應(yīng)分析，獲得氣動(dòng)加熱的主要影響因素，進(jìn)而揭示火星進(jìn)入氣動(dòng)加熱機(jī)理。

本文針對(duì)火星大氣環(huán)境的分子振動(dòng)和離解行為特征，采用理論分析和數(shù)值模擬兩種手段，開(kāi)展探測(cè)器高超聲速進(jìn)入飛行的高溫真實(shí)氣體效應(yīng)研究與高超聲速氣動(dòng)加熱分析，同時(shí)獲得火星大氣環(huán)境與空氣環(huán)境的相似之處與差異性，以期為火星進(jìn)入數(shù)值模擬的求解器選擇提供技術(shù)參考，同時(shí)為探測(cè)器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支持。

1 研究方法

1.1 理論分析方法

考察常規(guī)尺度飛行器駐點(diǎn)線上通用氣體介質(zhì)的局部平衡物理化學(xué)過(guò)程，建立高超聲速化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)和氣動(dòng)加熱的理論分析方法。激波前后化學(xué)反應(yīng)氣體混合物滿足化學(xué)平衡的Rankine-Hugoniot激波關(guān)系式，即滿足連續(xù)性方程、動(dòng)量方程和能量方程等三大守恒方程

ρ∞V∞=ρ2V2

(1)

(2)

(3)

式中：Δh0為生成焓，h為顯焓，根據(jù)氣體模型由溫度求得，下標(biāo)∞為自由來(lái)流參數(shù)，下標(biāo)2為激波后參數(shù)。激波后參數(shù)由上述守恒方程通過(guò)迭代求解來(lái)獲得，其中激波前后氣體混合物各組分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)由化學(xué)反應(yīng)平衡常數(shù)和當(dāng)?shù)販囟韧ㄟ^(guò)內(nèi)部迭代求解獲得。已知激波后的參數(shù)，激波層內(nèi)從激波后到邊界層外緣的滯止過(guò)程為等熵流動(dòng)且滿足

(4)

通過(guò)離散求解獲得激波層內(nèi)滯止過(guò)程的顯焓。因比熱為溫度的函數(shù)，等熵關(guān)系式無(wú)直觀表達(dá)式，需要離散求解。

針對(duì)高焓氣體高超聲速化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)問(wèn)題，定義化學(xué)反應(yīng)和振動(dòng)激發(fā)特征時(shí)間尺度與流場(chǎng)特征時(shí)間尺度之比為Damokhler數(shù)[13-14](Da)和振動(dòng)數(shù)(Vi)

(5)

(6)

分別用以表征高超聲速流動(dòng)的化學(xué)和熱力學(xué)非平衡程度。當(dāng)激波層內(nèi)化學(xué)反應(yīng)很快時(shí)，特征時(shí)間很短，Da→ ∞，流動(dòng)處于化學(xué)平衡狀態(tài)；當(dāng)Da為較小的有限值，流動(dòng)處于化學(xué)非平衡狀態(tài)；當(dāng)化學(xué)反應(yīng)很慢時(shí)，Da→ 0，流動(dòng)處于化學(xué)凍結(jié)狀態(tài)。Vi數(shù)同理。高超聲速流動(dòng)、化學(xué)反應(yīng)和分子振動(dòng)激發(fā)的特征時(shí)間由激波后平衡流動(dòng)參數(shù)來(lái)確定[8, 15-16]

(7)

(8)

(9)

式中：火星大氣和空氣介質(zhì)的化學(xué)反應(yīng)速率kf由化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)模型[15, 17]求得，振動(dòng)特征尺度相關(guān)系數(shù)C1和C2由實(shí)驗(yàn)測(cè)得[15, 18-19]。

對(duì)火星大氣和空氣介質(zhì)的高超聲速鈍頭體繞流氣動(dòng)加熱問(wèn)題，駐點(diǎn)熱流均可推導(dǎo)出其自相似解，即Fay-Riddell公式[18]

(10)

(11)

(12)

以上理論分析方法是針對(duì)通用氣體化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)推導(dǎo)出來(lái)的，對(duì)常規(guī)尺度飛行器的地球再入和火星進(jìn)入問(wèn)題具有普適性，但涉及的模型參數(shù)存在差異。上述方法同樣適用于完全氣體情況。

1.2 數(shù)值模擬方法

數(shù)值模擬控制方程為考慮化學(xué)反應(yīng)的三維層流可壓縮Navier-Stokes方程組。對(duì)完全氣體而言，控制方程僅包括連續(xù)性方程、動(dòng)量和能量方程，而對(duì)化學(xué)反應(yīng)氣體，控制方程還包括Ns-Ne個(gè)組分連續(xù)性方程(Ns和Ne為組分和元素個(gè)數(shù))，界面或壁面上熱流通量除含熱傳導(dǎo)項(xiàng)外，還包括因組分?jǐn)U散所致的化學(xué)熱通量項(xiàng)

(13)

使用TVD型的有限體積法對(duì)控制方程作數(shù)值離散?？臻g無(wú)黏通量使用二階Van-Leer方法作矢通量分裂，黏性通量采用中心格式作離散，界面變量通量采用帶有van Albada限制器的MUSCL方法插值求得。時(shí)間推進(jìn)上采用LUSGS隱式方法。由于所計(jì)算的火星大氣和空氣介質(zhì)條件下飛行器進(jìn)入雷諾數(shù)較低，數(shù)值計(jì)算僅考慮層流流動(dòng)。求解完全氣體和化學(xué)反應(yīng)氣體的數(shù)值程序已通過(guò)大量火星大氣和空氣環(huán)境的算例驗(yàn)證[6,20-21]。

1.3 氣體模型

針對(duì)火星大氣環(huán)境，僅考慮其主要成分CO2氣體；而針對(duì)空氣環(huán)境，考慮由質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為77%和23%的N2和O2混合物。CO2為直線型三原子分子，具有3個(gè)平動(dòng)和2個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度，在高溫條件下振動(dòng)能會(huì)部分或完全激發(fā)，其三個(gè)振動(dòng)模態(tài)分別為彎曲、對(duì)稱拉伸和反對(duì)稱拉伸模態(tài)。N2和O2均為雙原子分子，同樣具有3個(gè)平動(dòng)和2個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度，在高溫條件下僅具有1個(gè)拉伸模態(tài)。高溫火星大氣和空氣及其離解物的物理化學(xué)數(shù)據(jù)見(jiàn)表1。

表1 高溫火星大氣和空氣物理化學(xué)數(shù)據(jù)Table 1 Physical and chemical data for the high-temperature Martian gas and air

根據(jù)統(tǒng)計(jì)熱力學(xué)理論，氣體的熱力學(xué)特性由氣體分子的平動(dòng)能、轉(zhuǎn)動(dòng)能、振動(dòng)能等決定，氣體混合物各組分的內(nèi)能關(guān)系式[18]為

(14)

量熱完全氣體的熱容和比熱比是恒定的，考慮氣體分子振動(dòng)未激發(fā)，火星大氣和空氣的比熱比均為1.4，高溫條件氣體分子振動(dòng)完全激發(fā)，比熱比分別降至1.154和1.286。熱完全氣體或化學(xué)反應(yīng)氣體混合物的熱容隨溫度而改變，比熱比不再恒定。基于地球和火星大氣分子的高溫物理化學(xué)行為，建立火星大氣和空氣的量熱完全、熱完全和多種化學(xué)反應(yīng)氣體模型，詳見(jiàn)表2和表3。

在數(shù)值模擬方面，采用基于Park化學(xué)動(dòng)力學(xué)的火星大氣5組分6化學(xué)反應(yīng)(M-5S6R)模型[15, 17]和基于Dunn-Kang化學(xué)動(dòng)力學(xué)的空氣5組分5化學(xué)反應(yīng)(A-5S5R)模型[22-23]，涉及的反應(yīng)速率系數(shù)見(jiàn)文獻(xiàn)[17]。在理論分析方面，考慮描述火星大氣環(huán)境的3組分1化學(xué)反應(yīng)(M-3S1R)、4組分2化學(xué)反應(yīng)(M- 4S2R)和5組分3化學(xué)反應(yīng)(M-5S3R)模型，并考慮描述空氣環(huán)境的5組分3化學(xué)反應(yīng)(A-5S3R)模型。

表2 高溫火星大氣和空氣流動(dòng)涉及的化學(xué)反應(yīng)Table 2 Chemical reactions in the Martian gas and the air for high-temperature flows

表3 火星大氣和空氣氣體模型Table 3 Models of the Martian gas and air

關(guān)于火星大氣和空氣介質(zhì)及其離解產(chǎn)物的輸運(yùn)特性，黏性系數(shù)由Blottner擬合關(guān)系式獲得，熱傳導(dǎo)系數(shù)由Prandtl數(shù)求得，取Pr=0.71，混合氣體參數(shù)由Wilke公式計(jì)算。組分?jǐn)U散系數(shù)由Schmitt數(shù)獲得，取Sc=0.5。針對(duì)理論分析，假設(shè)黏性系數(shù)為恒定值。

2 火星進(jìn)入流場(chǎng)的真實(shí)氣體效應(yīng)

2.1 激波層氣體分子的振動(dòng)激發(fā)與化學(xué)反應(yīng)

探測(cè)器以極高速度進(jìn)入以CO2為主要成分的火星大氣層并產(chǎn)生高超聲速流動(dòng)。隨著大氣層由稀薄到稠密，探測(cè)器歷經(jīng)自由分子流、過(guò)渡流、滑移流、連續(xù)介質(zhì)流等不同流區(qū)。圖1給出火星探測(cè)器標(biāo)稱進(jìn)入軌道及等Knudsen數(shù)隨飛行速度和飛行高度的變化曲線。按連續(xù)介質(zhì)流區(qū)Kn<0.03的定義，火星大氣在40 km以下才進(jìn)入了連續(xù)介質(zhì)流區(qū)，流區(qū)高度界限低于地球大氣情況(60 km)，高空稀薄效應(yīng)明顯?？紤]到火星大氣比較稀薄、氣溫較低，火星探測(cè)器流動(dòng)呈現(xiàn)高馬赫數(shù)、低雷諾數(shù)、流動(dòng)稀薄等特點(diǎn)。

圖1 Kn和離解率隨進(jìn)入速度和高度的變化曲線Fig.1 Kn and dissociation percentage curves

進(jìn)入火星大氣層的高超聲速流動(dòng)與空氣流動(dòng)相似，在極高速度條件下激波層內(nèi)伴有雙/多原子分子的離解和電離等化學(xué)反應(yīng)過(guò)程。激波層內(nèi)高焓火星大氣以CO2離解為主，同時(shí)存在離解物O2和CO的離解反應(yīng)過(guò)程。圖2為M-5S3R機(jī)理作用下的沿進(jìn)入軌道各組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布曲線。從圖2可以看出，CO2在整個(gè)高超聲速進(jìn)入過(guò)程均發(fā)生離解，尤其在進(jìn)入速度4 km/s以上的早期進(jìn)入段幾乎完全離解。混合物中O2在4 km/s以上的進(jìn)入段發(fā)生較大規(guī)模的離解，在6 km/s以上的早期進(jìn)入段幾乎完全離解?；旌衔镏蠧O只在6 km/s以上的早期進(jìn)入段才發(fā)生離解。在整個(gè)進(jìn)入段，CO成分因CO2的離解而占較大比重；而在進(jìn)入早期O質(zhì)量分?jǐn)?shù)占優(yōu)，在進(jìn)入后期O2質(zhì)量分?jǐn)?shù)占優(yōu)。

圖2 沿進(jìn)入軌道的波后質(zhì)量分?jǐn)?shù)Fig.2 Post-shock mass fraction along the trajectory

圖3 典型反應(yīng)的極限離解率隨進(jìn)入速度的變化曲線Fig.3 Dissociation limitation for typical dissociation reactions along the trajectory

圖3為典型化學(xué)反應(yīng)過(guò)程的極限離解率隨進(jìn)入速度的變化曲線，因單位質(zhì)量CO2離解焓低于O2和N2，故CO2離解為CO和O2的極限離解率高于其它離解過(guò)程。

多原子分子振動(dòng)能的影響比雙原子/單原子分子復(fù)雜。盡管常溫下CO2的平動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)自由度與N2,O2相同，但高溫條件下振動(dòng)能激發(fā)模式有差異。由于高溫CO2振動(dòng)模態(tài)較多且振動(dòng)特征溫度從中低溫度到高溫均有散布，故火星大氣分子振動(dòng)能激發(fā)特性明顯強(qiáng)于空氣。

圖4為使用不同的氣體模型獲得的沿進(jìn)入軌道的激波后溫度變化曲線。使用量熱完全氣體(CPG)模型獲得的激波層內(nèi)溫度最高，且在進(jìn)入早期出現(xiàn)數(shù)萬(wàn)度的“虛假”溫度；考慮高溫條件下CO2分子振動(dòng)激發(fā)，使用熱完全氣體(TPG)模型獲得的激波層內(nèi)溫度相對(duì)較低。使用化學(xué)反應(yīng)模型獲得的激波后溫度最低，且不同的化學(xué)反應(yīng)模型在高速段的激波后溫度有差別，說(shuō)明除CO2發(fā)生離解外，在4.2 km/s以上O2發(fā)生離解，6.1 km/s以上CO發(fā)生離解。對(duì)比各個(gè)氣體模型可知，沿進(jìn)入軌道的高超聲速流動(dòng)必須考慮激波層內(nèi)的分子振動(dòng)激發(fā)和化學(xué)反應(yīng)過(guò)程，尤其在高空高速流動(dòng)區(qū)域需要考慮更多組分的化學(xué)反應(yīng)過(guò)程。

圖4 不同的氣體模型獲得的沿進(jìn)入軌道的波后溫度Fig.4 Post-shock temperature with different gas models along the trajectory

運(yùn)用數(shù)值模擬手段，針對(duì)直徑76 mm的球頭繞流(V∞= 2772 m/s，p∞= 2132 Pa，T∞= 712 K)，研究火星大氣與空氣環(huán)境下的氣體模型對(duì)高超聲速流場(chǎng)的影響。圖5給出了火星大氣與空氣環(huán)境下不同氣體模型獲得的脫體激波形狀和比熱比。從圖5可以看出，比熱比降低(熱容增大)，激波脫體距離減小，熱完全氣體模型獲得的激波脫體距離與分子振動(dòng)完全激發(fā)條件下的量熱完全氣體模型結(jié)果相近，同時(shí)也與化學(xué)反應(yīng)氣體模型獲得的結(jié)果相近?；鹦谴髿夥肿诱駝?dòng)激發(fā)強(qiáng)于空氣，故火星大氣流場(chǎng)比熱比較低，激波脫體距離較薄。

圖5 火星大氣與空氣環(huán)境的脫體激波形狀與比熱比Fig.5 Shock shapes and specific heat ratios for the Martian atmosphere and the air

2.2 化學(xué)和熱力學(xué)非平衡特性

火星探測(cè)器高超聲速進(jìn)入大氣層的過(guò)程產(chǎn)生的弓形激波使波后氣體溫度升高，促使激波后氣體發(fā)生分子振動(dòng)、離解等物理化學(xué)反應(yīng)，分子振動(dòng)和離解存在一定的弛豫過(guò)程，其特征時(shí)間尺度隨進(jìn)入速度和高度而改變，激波層內(nèi)氣體呈現(xiàn)化學(xué)/熱力學(xué)非平衡或平衡狀態(tài)。

圖6給出了駐點(diǎn)附近高超聲速火星大氣流動(dòng)在飛行速度-高度域內(nèi)的流動(dòng)狀態(tài)。從圖6可以看出，火星探測(cè)器僅在在高速低空域內(nèi)處于化學(xué)平衡狀態(tài)，而在較低速度或較高高度域內(nèi)飛行均處于化學(xué)非平衡狀態(tài)；火星探測(cè)器在高速低空大部分域內(nèi)均處于熱力學(xué)平衡狀態(tài)，而僅在低速高空域內(nèi)飛行處于熱力學(xué)非平衡狀態(tài)。

圖7進(jìn)一步對(duì)比了火星大氣介質(zhì)和空氣介質(zhì)的熱力學(xué)與化學(xué)非平衡特性。從圖7可以看出，保持兩種介質(zhì)的大氣壓力和溫度條件相同(密度因介質(zhì)差異而不同)，火星大氣介質(zhì)較空氣介質(zhì)具有更強(qiáng)的化學(xué)非平衡特性，但具有相對(duì)較弱的熱力學(xué)非平衡特性。圖7還給出了火星探路者號(hào)探測(cè)器的標(biāo)稱進(jìn)入軌道。從圖7可以看出，在進(jìn)入初期，探測(cè)器處于化學(xué)和熱力學(xué)非平衡狀態(tài)；在進(jìn)入大部分時(shí)段，探測(cè)器保持化學(xué)非平衡狀態(tài)，分子振動(dòng)激發(fā)逐漸趨于平衡狀態(tài)。

圖7 駐點(diǎn)附近高超聲速火星氣體和空氣流動(dòng)的熱力學(xué)與化學(xué)非平衡特性對(duì)比Fig.7 Comparison of thermal and chemical non-equilibrium characteristics between hypersonic Martian gas and air flow in the stagnation region

3 火星探測(cè)器高超聲速氣動(dòng)加熱

進(jìn)入火星大氣層的真實(shí)氣體效應(yīng)影響火星探測(cè)器物面的高超聲速氣動(dòng)加熱量。針對(duì)火星探路者號(hào)進(jìn)入器70°球錐型防熱大底及其標(biāo)稱彈道[6]，開(kāi)展理論計(jì)算和數(shù)值模擬分析。

考慮完全氣體和化學(xué)反應(yīng)氣體模型，圖8為基于火星大氣介質(zhì)的沿火星進(jìn)入軌道的駐點(diǎn)氣動(dòng)加熱熱流變化曲線。從圖8可以看出，沿進(jìn)入軌道的氣動(dòng)加熱量先升高再降低，在兼顧較高的進(jìn)入速度和較大的大氣密度的6～7 km/s段出現(xiàn)氣動(dòng)加熱峰值。對(duì)比各個(gè)氣體模型可知，使用化學(xué)反應(yīng)模型獲得的駐點(diǎn)熱流因表面催化特性的不同而產(chǎn)生較大的差異，完全催化(FCW)和完全非催化(NCW)壁熱流相差3～4倍，完全氣體模型的結(jié)果介于完全催化和完全非催化壁結(jié)果的中間，其中熱完全氣體(TPG)模型結(jié)果略高于量熱完全氣體(CPG)模型。

圖8 駐點(diǎn)熱流(火星大氣介質(zhì)與火星進(jìn)入軌道)Fig.8 Trajectory based stagnation heatfluxes (Martian gas and Mars entry trajectory)

CO2的離解作用造成激波層內(nèi)溫升低于完全氣體情況，進(jìn)而降低溫度梯度所致的熱傳導(dǎo)熱流量，并造成完全非催化壁條件下的氣動(dòng)加熱量低于完全氣體情況。完全催化壁條件強(qiáng)制壁面混合氣體化學(xué)焓最低，促使能量全部通過(guò)壁面催化反應(yīng)以化學(xué)生成焓的形式在壁面釋放，反應(yīng)所致組分?jǐn)U散熱流成為氣動(dòng)加熱的重要組成部分。與量熱完全氣體模型相比，熱完全氣體模型使激波層減薄，駐點(diǎn)邊界層外緣密度升高，進(jìn)而造成壁面熱流高于量熱完全氣體情況。在中后期大部分進(jìn)入段，使用M-5S3R和M- 4S 2R化學(xué)反應(yīng)模型獲得的氣動(dòng)加熱量相同，僅在6 km以上的早期進(jìn)入段存在差別，說(shuō)明在此期間CO才發(fā)生離解反應(yīng)。

保持沿進(jìn)入軌道的大氣壓力和溫度不變，將氣體介質(zhì)置換為空氣介質(zhì)，圖9為基于空氣介質(zhì)的沿火星進(jìn)入軌道的駐點(diǎn)氣動(dòng)加熱熱流變化曲線。由圖9可知，在相同來(lái)流條件下，使用不同的氣體模型獲得的火星大氣環(huán)境的物面熱流值均高于空氣環(huán)境。由于空氣介質(zhì)的分子振動(dòng)激發(fā)特性弱于CO2氣體，量熱與熱完全氣體模型獲得的駐點(diǎn)熱流差值低于火星大氣介質(zhì)情況。在進(jìn)入段后期，探測(cè)器飛行高度和速度均較低，完全催化與完全非催化壁結(jié)果的差值低于火星大氣介質(zhì)情況，說(shuō)明在該階段的N2和O2分子離解程度較CO2分子弱?？傊?，CO2為主的火星大氣環(huán)境下的高超聲速氣動(dòng)加熱強(qiáng)于N2和O2為主的地球大氣。

圖9 駐點(diǎn)熱流(空氣介質(zhì)與火星進(jìn)入軌道)Fig.9 Trajectory based stagnation heatfluxes (the air and Mars entry trajectory)

盡管如此，但火星大氣密度較低，真實(shí)進(jìn)入過(guò)程的氣動(dòng)熱載荷未必強(qiáng)于地球再入熱環(huán)境。在地球大氣環(huán)境設(shè)計(jì)相同的進(jìn)入軌道，即進(jìn)入速度和高度保持不變，相同高度下的大氣壓力和密度高于火星環(huán)境。圖10為基于空氣介質(zhì)的沿地球進(jìn)入軌道的駐點(diǎn)氣動(dòng)加熱熱流變化曲線。由圖10可知，使用各種氣體模型獲得的地球再入熱環(huán)境均強(qiáng)于火星進(jìn)入熱環(huán)境。盡管CO2氣體的參與加劇了氣動(dòng)加熱量，但稀薄的火星大氣造成真實(shí)進(jìn)入過(guò)程的氣動(dòng)熱載荷弱于地球再入過(guò)程。

圖10 駐點(diǎn)熱流(空氣介質(zhì)與地球再入軌道)Fig.10 Trajectory based stagnation heatfluxes (the air and Earth reentry trajectory)

圖11給出了高度為29.4 km、速度為4241.6 m/s的彈道點(diǎn)上(處于連續(xù)流區(qū)內(nèi))在300 K壁溫條件下的氣動(dòng)加熱數(shù)值模擬結(jié)果，氣體模型包括量熱完全(比熱比1.29和1.15)、熱完全(TPG)和M-5S6R化學(xué)反應(yīng)(完全非催化NCW和完全催化FCW)模型。從圖11可以看出，完全氣體模型條件下分子振動(dòng)激發(fā)和化學(xué)反應(yīng)氣體模型的壁面催化復(fù)合作用均能增加氣動(dòng)加熱量，且完全氣體模型結(jié)果處于化學(xué)反應(yīng)模型的完全非催化與完全催化壁結(jié)果之間。由于理論和數(shù)值計(jì)算參數(shù)差別甚大，兩種手段計(jì)算結(jié)果有一定的差別，但數(shù)值模擬獲得的氣動(dòng)加熱規(guī)律與理論分析結(jié)果相一致。

圖11 不同氣體模型下壁面熱流CFD結(jié)果對(duì)比Fig.11 Comparison of CFD results of surface heatfluxes with different gas models

從能量守恒和分配的角度分析，來(lái)流氣體經(jīng)過(guò)激波后分子振動(dòng)激發(fā)，氣體熱容增加，相同溫升條件下單位質(zhì)量氣體承載的能量增加，氣體分子儲(chǔ)能能力的提升會(huì)造成較薄的脫體激波層以抵抗高超聲速來(lái)流的動(dòng)能沖擊，激波后溫度顯著降低且激波層內(nèi)氣體被壓縮，密度升高，平衡狀態(tài)下的較高密度的儲(chǔ)能氣體在壁面上需要釋放能量以回歸壁面較低溫度的熱狀態(tài)，勢(shì)必產(chǎn)生較大的壁面熱流。因此，熱完全氣體模型的熱流結(jié)果介于分子振動(dòng)完全未激發(fā)與完全激發(fā)的量熱完全氣體模型之間，其與振動(dòng)完全未激發(fā)熱流結(jié)果的差值反映分子振動(dòng)激發(fā)儲(chǔ)能能力。

激波層內(nèi)的化學(xué)反應(yīng)是另外一種儲(chǔ)能方式，通過(guò)化學(xué)生成熱將高速來(lái)流的動(dòng)能以化學(xué)能的形式儲(chǔ)存于離解混合物中，該部分能量需要離解混合物的物面催化復(fù)合行為來(lái)予以釋放。完全催化壁面使得離解混合氣體的化學(xué)生成焓在壁面完全釋放，故氣動(dòng)加熱量最大；完全非催化壁面使得離解混合氣體的化學(xué)生成焓在壁面完全不釋放，而隨繞流離開(kāi)壁面，故氣動(dòng)加熱量最??；實(shí)際情況應(yīng)為有限速率的部分催化壁，熱流理應(yīng)介于二者之間。

4 結(jié) 論

基于高焓大氣介質(zhì)的物理化學(xué)特性，本文理論分析了飛行器進(jìn)入火星大氣所遇到的真實(shí)氣體效應(yīng)，并獲得了火星進(jìn)入飛行器高超聲速氣動(dòng)加熱的理論和數(shù)值預(yù)測(cè)結(jié)果。分析認(rèn)為：探測(cè)器進(jìn)入火星大氣層的稀薄效應(yīng)明顯；因CO2分子振動(dòng)激發(fā)模態(tài)多且特征溫度較低，再者發(fā)生離解反應(yīng)的溫度閾值較低，火星進(jìn)入流動(dòng)為多種振動(dòng)模態(tài)激發(fā)的高超聲速高焓化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)；激波層內(nèi)發(fā)生CO2氣體為主的大規(guī)模離解，隨著激波層內(nèi)溫度的升高，O2和CO也將發(fā)生離解反應(yīng)；探測(cè)器在大部分進(jìn)入軌道時(shí)段處于化學(xué)非平衡但熱力學(xué)平衡狀態(tài)。

采用多種氣體模型對(duì)比分析來(lái)流氣體介質(zhì)和真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)加熱的影響，結(jié)果表明：激波層能量?jī)?chǔ)存和分配模式因氣體分子振動(dòng)激發(fā)和化學(xué)反應(yīng)而改變，氣體較強(qiáng)的儲(chǔ)能能力可有效降低激波層內(nèi)的溫度，但高溫儲(chǔ)能介質(zhì)在物面釋放能量會(huì)增大氣動(dòng)加熱量；分子振動(dòng)激發(fā)會(huì)增強(qiáng)氣動(dòng)加熱量，但均介于化學(xué)反應(yīng)模型的完全非催化和完全催化壁結(jié)果之間；CO2為主的火星大氣環(huán)境下的高超聲速氣動(dòng)加熱強(qiáng)于N2和O2為主的地球大氣，但稀薄的火星大氣造成真實(shí)進(jìn)入過(guò)程的氣動(dòng)熱載荷弱于地球再入過(guò)程。最后，表4系統(tǒng)總結(jié)了火星大氣和空氣介質(zhì)相關(guān)的高溫真實(shí)氣體效應(yīng)的差異性。

表4 火星大氣和空氣相關(guān)高溫真實(shí)氣體效應(yīng)的差異性Table 4 Difference of high-temperature real-gas effects of the Martian gas and air