高超音速再入高温非平衡流动中辐射冷却效应的定量机制研究

本研究针对高超音速再入飞行器面临的高温(>104 K)空气辐射问题，开发了热化学非平衡流动-辐射耦合方法(S6离散坐标法结合Anderson两步模型)，通过FIRE-II飞行数据验证后，系统量化了辐射冷却对50-85 km高度、Ma20-45速度范围、0.03-5.0 m鼻锥半径工况的影响。研究发现辐射冷却可降低70%峰值热载荷，显著改变下游电离物质分布，为新一代热防护设计提供了关键理论依据。

　　

当航天器以约10 km/s的速度再入大气层时，剧烈的空气压缩会产生温度超过50,000 K的激波层，引发复杂的物理化学过程。这个被称为"进入-下降-着陆"(EDL)的关键阶段，其热环境预测直接关系到飞行器热防护系统(TPS)的设计可靠性。传统研究面临两大挑战：一是高温空气辐射与流动的强耦合效应长期缺乏定量分析；二是现有计算方法多忽略辐射冷却对热化学非平衡过程的反馈，导致热载荷预测偏差可达68%。

为破解这些难题，Xinglian Yang团队在《Cell Reports Physical Science》发表了创新性研究。该工作首先建立了热化学非平衡流动与辐射传输的全耦合计算框架，采用Park双温度模型描述振动-电子激发态，结合11组分(N₂, O₂, NO, N, O等)化学反应模型，通过S6阶离散坐标法(DOM)求解辐射传输方程(RTE)，并采用Anderson两步模型处理高温空气辐射特性。研究特别选取FIRE-II飞行实验数据验证模型，其1,636秒轨迹点的计算网格精细捕捉了激波层81×131×31的空间结构。

关键技术方法包括：1) 基于PHAROS求解器的并行计算框架处理多组分Navier-Stokes方程；2) 采用两步光谱模型划分真空紫外(0-1,100 ?)和红外波段辐射；3) 通过48方向离散实现辐射-流动的双向耦合计算；4) 针对50-85 km高度、Ma20-45速度范围设计系统工况。研究特别关注辐射源项ω_r在能量方程中的贡献，其峰值可达-7.5×10⁷ W/m³。

辐射-流动耦合模拟验证

通过FIRE-II案例验证显示，耦合计算使驻点热通量降低22%。

揭示辐射能量在激波层形成显著汇(ω_r<0)，而在壁面附近转为能量源。温度场分析表明，耦合工况下激波层厚度减少，T_tr与T_ve的温差扩大，非平衡效应增强。

再入流动中的辐射冷却效应

三组系统工况揭示规律：

1. 1.

   马赫数效应：Ma45时辐射热通量占比达84%，冷却使总热通量降低49%

2. 2.

   高度效应：50 km高度下辐射冷却使热通量降低38%

3. 3.

   鼻锥半径效应：5 m半径时辐射占比93%，冷却效应使预测偏差达68%

   

热化学非平衡流动中的辐射冷却机制

关键发现包括：

1. 1.

   电离抑制：辐射冷却使电离反应速率系数k_f降低，下游N⁺质量分数减少57%

2. 2.

   温度重构：高温区辐射能损失导致激波层密度增加12%，驻点距离缩短

3. 3.

   能量再分配：辐射使激波层能量向壁面转移，改变传统对流主导模式

   

该研究首次系统量化了辐射冷却对高超音速再入环境的调控机制，揭示其通过三重路径影响飞行器热载荷：直接降低辐射能量传输、改变激波层电离状态、重构能量空间分布。特别是发现大鼻锥半径(>3 m)飞行器在低空高速条件下，辐射冷却可使热防护设计冗余降低50%以上。这些规律为深空探测任务的热安全设计提供了新准则，其耦合计算方法已被应用于新一代再入飞行器的工程仿真。研究同时指出，电离物质的分布变化可能影响飞行器通信性能，这为后续多物理场耦合研究指明了方向。