一种火星大气真实气体环境气动特性预测方法与流程

本发明涉及一种火星大气真实气体环境气动特性预测方法，可准确高效地进行火星大气真实气体效应作用下的气动力性能快速预测。

背景技术：

火星探测器以超高速飞行进入火星大气层，进入阶段的气动力精确预测是探测器气动布局设计的前提。火星探测器高超声速流动的主要特点是：以co2气体为主要介质，呈现低雷诺数、高马赫数的特点，且流动常伴有真实气体效应。只有充分理解火星大气环境下的高超声速流动的特殊性，建立与之相适用的气动力预测方法，才能有效精确地预测火星探测器的气动力特性，进而确保火星探测着陆器的气动布局设计可靠。

化学非平衡模型能够较好地模拟火星大气环境中的真实气体效应，但计算效率相对较低，所耗费的计算资源和计算时间较高。与化学非平衡模型相比，选择合适的比热比来等效伴有真实气体效应的非空气介质高超声速流动，也即等效比热比模型，可以作为火星探测器进入段气动力特性预测的一种简单有效的研究手段。等效比热比模型是对真实气体效应的近似，在满足工程设计精度要求的前提下，通过选取适当与准确的等效比热比γeff值，相较于采用化学非平衡气体模型的数值预测方法，能够非常有效地节省计算时间和成本。

现有的等效比热比模型对于比热比值的选取，通常采用以下几种方法：(1)根据平衡流动和等效流动激波层内温度相匹配，将波后温度对应的比热比作为等效比热比；(2)根据平衡流动和等效流动激波前后密度比相匹配，通过正激波关系式得到等效比热比：(3)根据平衡流动和等效流动激波脱体距离相匹配而得到等效比热比。以上这些方法所得到的比热比等效值并不相同，且不能完全模拟出火星探测器在火星大气环境中的真实气体效应，所计算出的火星探测器气动力与化学非平衡模型的计算结果之间存在一定差异。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种既能保证计算精度，同时又能提高效率的火星大气真实气体环境气动特性预测方法。

本发明的技术方案是：一种火星大气真实气体环境气动特性预测方法，该方法包括以下步骤：

(1)、基于火星大气的化学非平衡模型，通过cfd数值模拟方法计算预设的高超声速、零攻角、零侧滑角状态下的火星探测器绕流流场参数，所述绕流流场参数包括绕流流场中各气体组分的质量百分比、流场压力p、流场温度t和流场密度ρ；

(2)、根据步骤(1)所获得的预设的高超声速、零攻角、零侧滑角状态下的火星探测器绕流流场参数，找出火星探测器对称轴上气体温度t或当地密度与来流密度比ρ/ρ∞出现阶跃变化的位置，即绕流流场中正激波与探测器对称轴的交点；

(3)、从绕流流场参数中提取正激波与探测器对称轴的交点处的气体温度t、各气体组分的质量百分比qi，i＝1～n，并计算各气体组分的定压比容cpi(t)，i＝1～n，n为火星气体组分数；

(4)、通过各气体组分的质量百分比加权得到正激波与探测器对称轴交点处混合气体的定压比容cp(t)：

(5)、根据步骤(4)计算得到的正激波与探测器对称轴的交点处混合气体的定压比容cp(t)，计算正激波与探测器对称轴的交点处混合气体的比热比γ：γ＝cp(t)/(cp(t)-r)，其中，r为火星大气的气体常数；

(6)、以正激波与探测器对称轴的交点处的混合气体比热比γ作为该火星探测器绕流流场的等效比热比γeff，将该等效比热比γeff作为已知参数输入完全气体模型，采用cfd数值模拟方法模拟步骤(1)所述的高超声速、不同攻角、不同侧滑角的火星探测器在火星真实气体环境下的气动特性，所述气动特性包括静态的轴向力、法向力、质心俯仰力矩、以及压力分布。

所述化学非平衡模型为8组分、9反应的的化学反应动力学模型，所述8组分是指：co2，co，o2，o，c，n2，n，no，9反应见下表：

表1火星大气化学非平衡模型化学反应类型

步骤(3)采用七次多项式计算带有化学反应的火星大气各气体组分的定压比容cpi(t)，所述七次多项式为

cpi(t)＝(a1t^-2+a2t^-1+a3+a4t+a5t²+a6t³+a7t⁴)×r

式中，r为火星大气的气体常数，a1～a7为多项式系数，所述多项式系数根据气体组分和温度确定。

本发明与现有技术相比的优点如下：

(1)、本发明针对伴有真实气体效应的火星探测器高超声速流动，提出了一种新的等效比热比模型，建立了火星大气真实气体环境的气动特性预测方法，该方法准确高效，可为火星探测器的气动布局设计提供依据。

(2)、本发明的等效比热比模型与现有的等效比热比模型相比，能够有效改善γeff的取值精度，从而提高整体气动力的计算精度。经美国凤凰号(phoenix)火星探测器的典型算例证明，本发明的等效比热比模型与化学非平衡模型相比，轴向力系数ca最大偏差不超过1％，法向力系数cn最大偏差约为0.0025，质心俯仰力矩系数cmzg最大偏差为0.001。

(3)、本发明的等效比热比模型与化学非平衡模型计算相比，能够显著提高求解效率，降低时间与经费成本。经比较证明本发明的等效比热比模型相对于化学非平衡模型，其求解效率能够提高约1个量级。

附图说明

图1为本发明火星大气真实气体环境气动特性预测方法流程图；

图2(a)为采用化学非平衡模型计算得到的高超声速、零攻角、零侧滑角状态下的火星探测器绕流流场图；

图2(b)为火星探测器绕流流场中正激波前后的密度变化图；

图3(a)为火星探测器对称轴上正激波附近的温度分布图；

图3(b)为火星探测器对称轴上正激波附近的密度比分布图。

图4(a)为本发明与现有技术提供的轴向力系数ca比较结果；

图4(b)为本发明与现有技术提供的法向力系数cn比较结果；

图4(c)为本发明与现有技术提供的质心俯仰力矩系数cmzg比较结果。

具体实施方式

下面结合实例，说明本发明的具体实施方式。

如图1所示，本发明提供了一种火星大气真实气体环境气动特性预测方法，该方法包括以下步骤：

(1)、采用火星大气的化学非平衡模型，通过cfd数值模拟方法计算预设的高超声速、零攻角、零侧滑角状态下的火星探测器绕流流场参数，所述绕流流场参数包括绕流流场中各气体组分的质量百分比、流场压力p、流场温度t和流场密度ρ，所述预设的高超声速马赫数大于等于5；

所述化学非平衡模型为8组分(co2，co，o2，o，c，n2，n，no)、9反应的化学反应动力学模型。具体反应如下表，反应常数参见文献“park,c.,reviewofchemical-kineticsproblemsoffuturenasamissions,part2:marsentries,journalofthermophysicsandheattransfer,8(1):9-23,1994”。

表1火星大气化学非平衡模型化学反应类型

(2)、根据步骤(1)所获得的预设的高超声速、零攻角、零侧滑角状态下的火星探测器绕流流场参数，找出火星探测器对称轴上气体温度t或当地流场密度与来流密度比ρ/ρ∞出现阶跃变化的位置，即为绕流流场中正激波与探测器对称轴的交点，具体为：

首先，从步骤(1)获得的火星探测器绕流流场参数中提取火星探测器对称轴上的气体温度t或来流密度ρ；

然后，绘制流场温度t或者当地密度与来流密度比ρ/ρ∞随火星探测器对称轴位置的变化曲线；

最后，找出流场温度或者当地密度与来流密度比ρ/ρ∞出现阶跃变化的位置，即为正激波与探测器对称轴的交点的准确位置。

(3)、从绕流流场参数中提取正激波与探测器对称轴的交点处的气体温度t、各气体组分的质量百分比，并计算各气体组分的定压比容cpi(t)，i＝1～n，n为火星气体组分数；

计算各气体组分的定压比容cpi(t)的公式为七次多项式：

cpi(t)＝(a1t^-2+a2t^-1+a3+a4t+a5t²+a6t³+a7t⁴)×r

式中，r为火星大气的气体常数，a1～a7为多项式系数，不同气体组分对应的系数也不同。对于步骤(2)所述的8组分(co2，co，o2，o，c，n2，n，no)、9反应的化学反应动力学模型，所述多项式系数具体见下表：

表2火星大气各气体组分定压比容计算系数

(4)、通过各气体组分的质量百分比qi加权得到正激波与探测器对称轴的交点处混合气体的定压比容cp(t)：

(5)、根据步骤(4)计算得到的正激波与探测器对称轴的交点处混合气体的定压比容cp(t)，计算正激波与探测器对称轴的交点处混合气体的比热比γ：γ＝cp(t)/(cp(t)-r)，其中，r为火星大气的气体常数；

(6)、以正激波与探测器对称轴的交点处混合气体的比热比γ作为火星探测器绕流流场的等效比热比γeff，将该等效比热比γeff作为已知参数输入完全气体模型，采用cfd数值模拟方法模拟步骤(1)所述的高超声速、不同攻角、不同侧滑角下的火星探测器在火星真实气体环境下的气动特性。

实施例

以某火星探测器为例，预设该火星探测器的典型高超声速状态为ma＝25.3，首先采用化学非平衡模型对该探测器在火星大气真实气体环境中的气动特性进行预测，得到该探测器在零攻角、零侧滑角下的流场参数。

图2(a)即为采用化学非平衡模型计算得到的高超声速、零攻角、零侧滑角状态下的火星探测器绕流流场图；图2(b)为火星探测器绕流流场中正激波前后的密度变化图。

图3中给出了探测器对称轴正激波位置附近的气体温度t、以及当地密度与来流密度比ρ/ρ∞的分布。如图所示，a点为流场温度t以及当地密度与来流密度比ρ/ρ∞出现阶跃变化的位置，因此，a点即为正激波与探测器对称轴的交点的准确位置。

找出正激波与探测器对称轴的交点的准确位置之后，从绕流流场参数中提取正激波与探测器对称轴的交点处的气体温度t、各气体组分的质量百分比，并计算各气体组分的定压比容cpi(t)，i＝1～n，n为火星气体组分数。然后通过各气体组分的质量百分比qi加权得到正激波与探测器对称轴的交点处混合气体的定压比容cp(t)，从而计算出该点处混合气体的比热比γ。

将该比热比γ作为火星探测器绕流流场的等效比热比γeff输入完全气体模型，采用cfd数值模拟方法模拟出ma＝25.3时不同攻角、不同侧滑角下的火星探测器在火星真实气体环境下的气动特性，包括轴向力系数ca、法向力系数cn、以及质心俯仰力矩系数cmzg。

图4为采用本发明的等效比热比模型计算得到的美国凤凰号(phoenix)火星探测器的气动力系数与文献“karlt.edquist,aerodynamicsforthemarsphoenixentrycapsule,aiaa2008-7219”数据的比较。图中一共包含三组数据，其中“化学非平衡_laura”为文献中提供的化学非平衡计算结果，“化学非平衡_giat”为采用本单位自研软件giat中的化学非平衡模型计算得到的结果，“等效比热比_giat”为采用自研软件giat中的等效比热比模型计算得到的结果。其中，图4(a)为轴向力系数ca比较结果；图4(b)为法向力系数cn比较结果；图4(c)为质心俯仰力矩系数cmzg比较结果。图中，质心位置为xcg＝0.253，ycg＝0.0)。由图可见，本发明所采用的等效比热比模型与giat软件平台中的化学非平衡模型以及文献中的数据均吻合得很好，其中轴向力系数ca最大偏差不超过1％，法向力系数cn最大偏差约为0.0025，质心俯仰力矩系数cmzg最大偏差为0.001。表明本发明所采用的等效比热比模型能够很好地模拟出火星大气高超声速连续流区的真实气体效应，显示出该方法在用于火星大气高超连续流静态气动力计算时具有足以与化学非平衡模型比肩的预测精度。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。