火星环境高超声速催化加热特性

杨肖峰，唐 伟，桂业伟，张昊元，肖光明

(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，绵阳621000)

火星环境高超声速催化加热特性

杨肖峰，唐 伟，桂业伟，张昊元，肖光明

(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，绵阳621000)

针对火星进入器的复杂催化加热作用，基于自研CFD平台，以进入器70°球锥防热大底为研究对象，求解三维可压缩Navier-Stokes方程，获得基于火星大气的考虑多种催化作用的高超声速非平衡气动加热数值模拟结果。结果表明，气体通过激波后发生大规模离解，激波层内尤其驻点区域呈现化学非平衡状态，高温真实气体效应显著，壁面催化效应对化学非平衡气动加热影响显著，完全催化壁预测值最为保守，而完全非催化壁结果最低，不同模型差别高达数倍。分析认为，CO2和O2复合作用是火星进入器壁面催化加热主要作用因素，需要根据热防护材料对壁面催化机理作有效表征，进而实现气动加热的精细化预测。

火星进入;气动加热;化学非平衡;高超声速;壁面催化

0 引 言

火星探测任务是当前国际深空探测领域的热点，各航天大国高度关注并相继出台探测计划，但目前只有美国成功执行过数次着陆任务。任务的进入、下降和着陆阶段是实现登陆火星的关键环节［1－2］，因大气环境陌生、探究积累匮乏，气动加热问题特殊且复杂，加之漫长飞行过程对进入器防热结构轻质化设计提出了更高的要求，更需要对进入段热环境进行有效预测［3］，以确保热防护系统安全可靠。

尽管已完成数次着陆火星任务，但是飞行数据依然欠缺，加之火星风洞试验技术难度很大且成本高，计算模拟成为开展火星进入器气动加热研究的主要手段［4］。NASA针对火星大气环境发展了诸多化学反应模型［5－6］，并开展了大量的数值模拟研究［7－9］，为火星进入器热防护系统设计提供数据。

火星大气以CO2为主，分子能量分配区别于N2和O2为主的空气，中温段分子振动激发特性较强且激发模态较多，再者CO2高温离解反应的温度依赖性也较强。进入器防热大底区域产生的薄激波层内的CO2振动和化学能特性显著，使得流动具有显著的真实气体效应［10］，并在飞行器表面发生复杂的物理化学反应。成功着陆的火星进入器采用SLA－561V型超轻质微烧蚀材料［11－12］，高焓离解火星大气在壁面发生特定的复合反应，壁面催化加热更增加了高超声速气动热环境的预测难度。有研究表明，催化作用对弱/非烧蚀材料壁面气动加热有重要的影响［13－14］，不同催化条件下壁面热流差别高达2～4倍［4，13］。尽管已有大量空气环境的催化加热特性研究，但高焓离解CO2环境的催化作用尚需进一步研究。

针对上述问题，发展火星环境的高超声速化学非平衡流动数值模拟技术，基于70°球锥型防热大底开展数值计算研究，获取不同催化条件下的气动加热量，讨论离解气体壁面复合作用对气动加热的影响规律，为未来进入器防热设计提供技术支持。

1 计算方法和算例验证

1.1 控制方程和数值方法

控制方程为考虑化学反应的三维层流可压缩Navier-Stokes方程组，其无量纲守恒形式为

式中:Q为守恒型状态向量，F、G和H为三方向的无黏(对流)通量向量，Fv、Gv和Hv为黏性(扩散)通量向量，S为化学反应源项。界面或壁面上热流通量包括热传导项和组分扩散项两部分

式中:Ns为组分个数，hs为组分s的绝对焓(显焓+化学生成焓)，Js为界面上组分s的扩散质量通量

式中:cs为组分s的质量分数，Ds为等效扩散系数。

使用总变差减小格式的有限体积法对控制方程作数值离散。空间无黏通量使用二阶Van-Leer方法作矢通量分裂，黏性通量采用中心格式作离散，界面变量通量采用带有van Albada限制器的MUSCL方法插值求得。时间推进上采用LUSGS隐式方法。

上述模拟方法是在课题组研发的具有自主知识产权的FL-CAPTER软件平台的基础上发展的。该软件平台具备高超声速飞行器气动力/气动热、结构传热及耦合热环境等的大规模并行计算能力。

1.2 火星气体模型

针对火星大气环境，仅考虑其主要成分CO2气体，并采用基于Park化学动力学的5组分6化学反应模型(见表1)［15］，反应速率系数见文献［7］。因火星大气相对稀薄，进入雷诺数较低，仅考虑层流流动。

高焓离解气体各组分热力学特性考虑分子平动能、转动能、振动能和束缚电子激发能，黏性系数由Blottner拟合关系式获得。混合气体的热力学和输运系数由Wilke公式计算。等效扩散系数由Sc数获得，取Sc=0.5。

表1 火星气体化学反应和壁面催化反应机制［7］Table 1 Chemical reaction and surface catalytic reaction mechanism for Martian gas［7］

固壁组分分布由催化模型来表征，对完全非催化壁(Non-catalytic wall，NCW)，壁面各组分法向梯度为零;对完全催化壁(Fully catalytic wall，FCW)，各组分完全复合，壁面各组分回归至来流状态;而对有限催化壁(Catalytic wall，CW)，建立表1所示的反应机制，壁面各组分法向梯度由复合反应质量通量来确定。对催化反应A+BC，反应进程的摩尔通量受参与的反应物较小的摩尔通量限制

式中:γ为催化反应进程，即催化效率。同一组分可能参加多个催化反应，组分s的摩尔通量为组分s参与的催化反应的摩尔通量之和，质量通量为

式中:δij为Kronecker函数。当然，各组分的质量通量受限于理论最大质量通量，即

1.3 球头算例验证

采用以CO2为测试工质的76.2 mm球头绕流的美国LENS激波风洞实验数据进行程序验证［10］。图1对比计算所得高超声速流场与风洞纹影照片，二者激波形状和脱体距离吻合，流场结构正确可信。图2给出常壁温、完全催化条件下的壁面热流分布及与实验值、文献计算值的对比结果。壁面热流分布符合规律，本计算值和文献计算值吻合良好，计算值在驻点区域均低于实验值，在远离驻点区域计算值与实验值吻合良好。算例结果表明，使用该方法可获得可信的火星环境高超声速气动加热值。

2 模型和计算条件

2.1 模型和网格

美国成功着陆火星表面的进入器均由70°球锥防热大底和大倒锥角后体组成，并采用弹道式或升力－弹道式进入火星大气层，期间防热大底气动热载最为严峻，故以此区域为对象开展数值计算研究。图3给出了进入器防热大底布局和计算网格。网格为多块六面体结构网格，壁面法向足够正交且适当加密，保证第一层网格高度雷诺数为Rec=O(1)，以保证壁面热流计算值具有较高的预测精度和网格无关性。球头验证算例网格同样按照上述规范生成。

2.2 计算条件

以气动加热环境较为严重的火星表面高度28.5 km、进入速度4862 m/s的弹道点为例开展详细数值模拟研究［8］，进入攻角和侧滑角均为零。壁面边界条件对气动加热有重要影响，使用无滑移和零法向压力梯度条件，而壁面热边界由辐射平衡条件来确定，给定辐射发射率0.78。考虑到壁面催化特性对进入器高超声速气动加热有较大影响，分别采用完全非催化、有限催化和完全催化条件开展计算模拟，分析各催化反应对气动加热的影响规律。

3 结果和讨论

3.1 化学非平衡流动分析

火星进入器进入段为典型的高超声速钝头体绕流，图4给出了流场的压力系数和温度分布，可以看出，数值计算能够捕捉到进入器主要高超声速流动特征。来流受到防热大底强烈的压缩作用，形成一道很强的弓形脱体激波。自由流经过激波骤然升温，CO2发生大规模离解反应，化学非平衡作用下的激波脱体距离明显减小，激波层大幅减薄。

图5给出了防热大底定常流场中各组分质量分数分布云图，CO2通过激波骤然升温，分解出CO和O，同时置换出O2。驻点区域CO2离解率峰值达80%，且此处CO含量最高。分解吸热过程降低激波层内温度。另外，在高温条件下仅分解出极少量C原子且又迅速复合，与C相关的反应占比也极小。图6给出了防热大底驻点(图中序号①)、锥段(②)和肩部(③)等区域壁面法向温度分布。波后温度剖面不再保持定值，意味着激波层内化学非平衡流动带来显著的真实气体效应。沿驻点线变化曲线最为陡峭，说明激波层内驻点附近气体的高温真实气体效应尤为显著。

3.2 气动加热结果和催化特性分析

高超声速化学非平衡流动的真实气体效应影响激波层内的温度分布，而壁面催化特性影响边界层内各组分的质量分数分布，二者均会影响进入器的气动加热特性。考虑完全非催化、有限催化和完全催化壁面条件，图7给出了防热大底壁面无量纲热流分布，可见不同催化模型获得的壁面热流量差别明显。CO2的离解作用造成激波层内温升低于完全气体情况，进而降低温度梯度所致的热传导热流量，并造成完全非催化壁条件下的气动加热量较低。完全催化壁给出了最高的气动加热量，因该条件强制壁面混合气体化学焓最低，促使能量全部通过壁面催化反应以化学生成焓的形式在壁面释放，反应所致组分扩散热流成为气动加热的重要组成部分。计算获得的完全催化壁驻点热流量为完全非催化壁的3.3倍，二者给出了化学非平衡气动加热包络域的上下边界，符合物理规律的催化加热应分布于二者之间。采用表1的有限催化反应机制获得的气动加热量介于完全非催化和完全催化壁条件之间，且不同的催化反应模型产生不同的气动加热量。

图8给出了激波层内沿驻点流线的各组分质量分数变化曲线。对完全非催化壁条件，壁面各组分质量分数法向梯度为零，催化反应化学生成焓对壁面气动加热无贡献。对完全催化壁条件，壁面各组分全部复合为CO2，其它组分质量分数骤降至零，复合反应释放大量化学焓，极大地增加了气动加热率。对有限催化壁条件，因三个催化反应均有O原子参与反应，故壁面上O质量分数降为零，复合后壁面CO2和O2质量分数升高。虽然催化反应C2生成CO，但因C质量分数极低故CO复合量极低，再者大量CO参加催化反应C3，故CO质量分数有所降低。因O部分参与CO2复合反应，部分参与O2复合反应，且催化反应 C3的化学生成热(0.498 MJ/mol)低于催化反应C1(0.528 MJ/mol)［13］，故获得了中等程度的气动加热量。

壁面催化条件对温度梯度主导的对流热流的影响较小，而对组分扩散所致的热流影响较大。壁面催化复合放热主要转化为组分扩散热流，且不同的催化反应产生的热流量差异甚大。考虑表1给出的有限催化模型中3个催化反应过程，忽略催化反应C2，催化反应C1和C3的反应程度相当，反应物O的1/3参与催化反应C1，2/3参与催化反应C3，壁面上生成物O2和CO2的摩尔通量相当。图9给出了近壁面组分扩散热流对气动加热量的贡献量(考虑到各组分的化学生成焓，贡献量有正有负)，可以看出，组分扩散热流在整体热流量中占有相当的分量。

图10进一步给出了表1中三个催化反应进程带来的扩散热流所占比重的饼状图，包括驻点、锥段中部、肩部等三个典型位置。对防热大底的大部分区域，CO2复合反应所致扩散热流占比最大，其次是对流加热项和O2复合反应项，CO复合反应项基本为零。可见在给定催化效率下，CO2和O2复合反应(C1和C3)为火星进入器壁面催化加热的主要作用机制。对比三个典型位置表明，从驻点往下游，三个催化反应的扩散加热贡献量均逐渐降低，而傅里叶定律主导的对流加热贡献量逐渐增加，说明驻点区域较高含量的CO2离解物的复合作用对壁面催化加热有一定的促进作用。

图7同时给出了基于单一催化反应的气动加热结果，催化反应C1只考虑CO2复合反应，获得了较高的驻点加热量，而大面积热流较低;催化反应C3只考虑O2复合反应，结果相反;催化反应C1几乎等同于完全非催化壁结果。可见，CO2和O2的壁面复合作用对进入器壁面催化加热有较大影响。图11进一步给出了各单一催化模型的组分质量分数分布，催化反应C1重点增加了壁面CO2含量，而C3重点增加了壁面O2含量。需注意的是，壁面催化作用受所采用的热防护材料影响较大，采用何种有限催化模型，需要对进入器所采用的防热材料在高焓离解环境中的反应机理作有效表征，进而实现气动加热的精细化预测。

4 结 论

本文发展了火星进入器高超声速化学非平衡流动的数值模拟方法，实现了考虑壁面催化作用的化学非平衡气动加热的有效预测。基于70°球锥防热大底的数值模拟研究获得如下结论:1)在本文计算条件下，CO2在激波层内发生较大程度的离解反应，尤其驻点区域CO2离解率达80%;防热大底激波层内呈现化学非平衡状态，真实气体效应显著。2)壁面催化条件对气动加热的精确预测有重要的影响，计算获得的完全催化壁驻点热流为完全非催化壁的3.3倍;两种催化模型给出了化学非平衡气动加热的上下边界，符合物理规律的催化加热量应分布于二者之间。3)CO2和O2在壁面的复合作用对进入器催化加热有较大影响，需要根据进入器所采用的防热材料对催化机理作有效表征，选取符合物理的催化模型，进而实现气动加热的精细化预测。

［1］ Braun R D，Manning R M.Mars exploration entry，descent，and landing challenges［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2007，44(2):310－323.

［2］ 李爽，彭玉明，陆宇平.火星EDL导航、制导与控制技术综述与展望［J］.宇航学报，2010，31(3):621－627.［Li Shuang，Peng Yu-ming，Lu Yu-ping.Review and prospect of Mars EDL navigation guidance and control technologies［J］.Journal of Astronautics，2010，31(3):621－627.］

［3］ 杨肖峰.火星探测器气动力热和传热特性研究［D］.绵阳:中国空气动力研究与发展中心，2013.［Yang Xiao-feng.Aerodynamics， aerothermodynamics and heat transfer investigation for Mars entry vehicles［D］.Mianyang:China Aerodynamics Research and Development Center，2013.］

［4］ Wright M J，Tang C Y，Edquist K T，et al.A review of aerothermal modeling for Mars entry missions［C］.48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition，Orlando，USA，Jan.4－7，2010.

［5］ Park C，Howe J，Jaffe R，et al.Review of chemical-kinetic problems of future NASA mission，II:Mars entries［J］.Journal of Thermophysics and Heat Transfer，1994，8(1):9－23.

［6］ Mitcheltree R A，Gnoffo P A.Wake flow about the Mars Pathfinder entry vehicle［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1995，32(5):771－776.

［7］ Edquist K T，Liechty D S，Hollis B R，et al.Aeroheating environments for Mars smart lander［C］.AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit，Monterey，USA，Aug.5－8，2002.

［8］ Edquist K T，Alter S J.Computational aeroheating predictions forMars lander configurations［C］.36th AIAA thermophysics conference，Orlando，USA，Jun.23－26，2003.

［9］ Edquist K T， Dyakonov A A， Wright M J， et al.Aerothermodynamic environments definition for MSL entry capsule［C］.45th AIAA Aerospace Science Meeting and Exhibit，Reno，USA，Jan.8－11，2007.

［10］ MacLean M，Wadhams T，Holden M.Investigation of blunt bodies with CO2test gas including catalytic effects［C］.38th AIAA Thermophysics Conference，Toronto，Canada，Jun.6－9，2005.

［11］ Congdon W M. Thermal protection studies for the 1996 Pathfinder mission to Mars［C］.32nd Aerospace Sciences Meeting＆Exhibit，Reno，USA，Jan.10－13，1994.

［12］ Edquist K T，Hollis B R，Johnson C O，et al.Mars science laboratory heat shield aerothermodynamics: design and reconstruction［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2014，51 (4):1106－1124.

［13］ Bose D，Wright M J，Palmer G E.Uncertainty analysis of laminar aeroheating predictions for Mars entries［J］.Journal of Thermophysics and Heat Transfer，2006，20(4):652－663.

［14］ 苗文博，程晓丽，艾邦成，等.高超声速流动壁面催化复合气动加热特性［J］.宇航学报，2013，34(3):442－446.［Miao Wen-bo，Cheng Xiao-li，Ai Bang-cheng，et al.Surface catalysis recombination aero-heating characteristics of hypersonic flow［J］.Journal of Astronautics，2013，34(3):442－446.］

［15］ Rock S G，CandlertG V， Hornung H G. Analysisof thermochemical nonequilibrium models for carbon dioxide flows［J］.AIAA Journal，1993，31(12):2255－2262.

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(编辑:牛苗苗)

Hypersonic Catalytic Aeroheating Characteristics for Mars Entry Process

YANG Xiao-feng，TANG Wei，GUI Ye-wei，ZHANG Hao-yuan，XIAO Guang-ming
(State Key Laboratory of Aerodynamics，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China)

Three-dimensional compressible Navier-Stokes equations are numerically solved for the 70°sphere-cone heatshield to predict the hypersonic chemical non-equilibrium aeroheating with catalytic effects.Numerical results show that a substantive amount of inflow gas dissociates in the shock layer，which causes chemical non-equilibrium flow with remarkable high-temperature real-gas effect，particularly near the stagnation.The surface catalysis markedly influences the total heating load，and the heatfluxes for non-and fully catalytic walls are predicted to bear the lowest and highest aeroheating bounds.The determination of O2and CO2recombination is expected to be the significant sources of the catalytic heating，and the characterization of the catalytic mechanism of the thermal protection materials is needed so as to precisely predict the Mars entry aeroheating.

Mars entry;Aerodynamic heating;Chemical non-equilibrium;Hypersonic;Surface catalysis

V211

A

1000-1328(2017)02-0205-07

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.02.013

杨肖峰(1988－)，男，博士生，主要从事高超声速飞行器气动热和热防护研究。

2016-08-19;

2016-12-04

国家自然科学基金项目(11472295，51308531)