基于电子束电离的磁流体力学进气道流动控制数值模拟

采用基于电子束电离的磁流体力学(MHD)控制系统,对高超声速流场附面层,以及非设计状态下的高超声速进气道流场的磁流体控制进行了深入研究.控制方程为低磁雷诺数Navier-Stokes方程,采用等离子体动力学模型与电子束模型模拟空气电离过程.研究结果表明:①电子束电离能有效提高流场的电导率,增强磁场对流场的控制效率;②基于电子束诱导电离的MHD控制系统能有效地控制高超声速流场的附面层,但其控制效率跟电子束能量大小相关;③基于电子束诱导电离的MHD控制系统能有效地改变非设计状态下高超声速飞行器的斜激波结构,使进气道重新满足Shock-on-lip(SOL)条件,但进气道的总压恢复系数以及流量将会降低.      

洛仑兹力控制高超声速进气道边界层分离的数值模拟

采用空间HUE格式、时间LU-SGS推进、sst-kw湍流模型、多块结构网格程序,对磁流体动力学(Magnetohydrodynamic:MHD)控制高超声速二维进气道边界层分离进行了数值研究.研究发现,不施加控制时,数值模拟得到的壁面静压和实验结果符合良好,进气道喉道处分离区占据喉道高度的1/3左右.通过施加MHD控制,消除了进气道内部的边界层分离,总压恢复系数从0.502提高到0.56,喉道处流场畸变系数减小了18.6%.     

电导率模拟对高超声速MHD控制影响

高温气体电导率是高超声速电磁流动控制数值模拟最重要的参数之一。针对电导率模拟准确性及其对高超声速磁流体控制影响的问题，考虑高超声速飞行器流场中高温气体热化学非平衡效应，采用三维低磁雷诺数磁流体动力学（MHD）数值模拟方法及程序，结合国内外常见电导率处理方法开展典型状态高超声速MHD控制数值模拟，分析电导率模拟对高超声速磁流体流场分布、气动力/热特性的影响。研究表明：磁控热流减缓效果与电导率呈非线性关系，电导率较大时将出现电导率的磁控热饱和现象，其产生的原因可能与化学反应趋向于平衡态存在一定关系；采用定电导率方法，会人为放大磁场洛仑兹力的磁阻力效果，使阻力系数的预测值偏大；不同电导率模型计算得到的电导率分布差异很大，甚至存在数量级的差别，显著影响了磁流体的控制效果，这与电导率模型的适用范围、参数选取原则存在很大关联；对于含多种离解、电离组分的高温气体流动来说，采用基于多电离组分迁移碰撞的电导率模型（本文模型M8），计算与试验一致性最好。     

非结构网格高超声速化学非平衡MHD流场数值模拟

 在非结构网格上对考虑化学非平衡效应的二维高超声速磁流体绕钝头体流动进行了数值模拟。控制方程由二维理想磁流体动力学（MHD）方程和组元连续方程两部分组成,化学动力学模型为5组元17反应模型。MHD方程空间离散采用AUSM格式,时间推进采用显式5步龙格-库塔格式,并通过弱耦合的方式与化学反应控制方程结合在一起。计算模型为二维钝头体,外加磁场为偶极子场,磁场源位于钝头体内部。在高超声速来流条件下,对有、无磁场干扰,是否考虑化学反应下的4种工况进行了数值计算,得到了满意的结果,并与有限的参考文献进行了对比。结果表明本文发展的方法能准确地模拟考虑化学非平衡效应的高超声速MHD流场。     

迎角动态变化对二元高超声速进气道气动特性的影响

针对高超声速飞行器受到扰动后迎角可能会发生瞬时大幅度改变或振荡的问题,对来流马赫数为4.03、迎角动态变化的二元高超声速进气道流场进行了非定常数值模拟,分别在进气道等速上仰和按正弦波振荡条件下研究了迎角动态变化对进气道气动特性的影响。计算结果表明:迎角动态变化时,进气道流场特征和性能参数的变化规律和稳态时情况基本保持一致,但是存在明显的迟滞现象;二元高超声速进气道动态上仰的迎角速率越大,进气道发生不起动时的迎角值越大;在进气道下壁面附近的低速区,非定常效应的影响显著,受进气道固壁面运动的影响,低速区的产生、发展及消失影响进气道气动特性。     

高温气体效应对高超声速磁流体控制的影响

高温气体效应会严重影响高温气体流场的流动特性，进而影响高超声速磁流体控制效率。基于低磁雷诺数假设，通过耦合求解带电磁源项的三维Navier-Stokes流场控制方程和电场泊松方程，开展完全气体模型、平衡气体模型、化学非平衡气体模型、热化学非平衡气体模型等条件下的高超声速磁流体控制数值模拟，分析气体模型对磁流体控制的影响，研究高温气体各种非平衡效应及焦耳热振动能量配比等对高超声速磁流体控制的影响规律。研究表明：化学非平衡效应对高超声速磁流体控制影响显著，采用化学非平衡气体模型模拟得到的磁控增阻特性介于完全气体模型和平衡气体模型之间，平衡气体和完全气体模型磁控热流变化的定性规律，与非平衡气体模型模拟结果差异很大；热力学非平衡效应对高超声速磁流体控制的影响，与焦耳热振动能量作用比率紧密相关，随该配比增大，磁场增阻效果由67%降到约12%；高温气体效应会极大地降低磁控增阻效果，会明显地增强部分表面区域的磁控热流减缓效果，要准确数值模拟高超声速磁流体控制，必须有效地考虑化学和热力学非平衡效应，同时选用接近实际情况的焦耳热振动能量配比。     

基于二维曲面基准流场的流线追踪高超声速进气道设计

以压力梯度可控设计方法优化后的二维曲激波基准流场为基础,结合流线追踪和截面渐变技术实现了矩形进口、圆形进口以及方转椭圆进气道设计,证明基于二维曲激波基准流场可以设计出各种进出口截面形状的高超声速进气道.利用上述设计方法设计的3种不同进出口形状的高超声速进气道,与相同约束条件下的常规二元三楔进气道进行了对比.数值仿真研究表明:3种非常规进气道设计点无黏流场马赫数分布及总体性能与基准流场接近,具有二维基准流场的特征,波系结构简单,出口畸变较小.此类进气道的总体性能相当,较常规进气道可以显著缩短外压段长度,流量捕获能力更强,非设计点也表现出良好的性能.以上结果表明该设计方法是可行的,值得进一步研究.      

基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计

提出了一种高超声速内收缩进气道设计方法.在壁面马赫数分布规律给定的前提下,通过有旋特征线法反设计出轴对称基准流场,采用流线追踪技术来生成进气道的无黏型面并通过黏性修正得到进气道最终构型.对相同约束条件下设计的几种典型马赫数分布规律的基准流场进行对比分析,选取了反正切马赫数分布规律设计基准流场进而生成一种圆形进口的高超内收缩进气道,数值仿真结果显示:这种进气道具有良好的流量捕获特性和较高的压缩效率,表明提出的设计方法可行,拓宽了基准流场的选择范围,值得进一步深入研究.      

高超声速二维钝楔边界层参数分析

为了指导二元高超声速进气道型面设计,基于两类高超声速二维钝楔外形,采用高精度CFD方法计算了四种典型工况下二维钝楔边界层参数,分析了前缘半径、壁面温度、压力梯度对边界层参数的影响,得出了边界层位移厚度、边界层总压恢复及壁面压力梯度沿流向的变化规律。研究表明,前缘半径及壁面温度对边界层参数影响较大,在两者一定的情况下,逆压梯度使边界层位移厚度增速放缓,顺压梯度会使边界层位移厚度快速增长。     

高超声速进气道壁面开缝对边界层分离影响研究

以二维高超声速进气道GK01[1]为计算模型,对进气道进行无粘、粘性以及边界层分离控制方法数值研究.结果发现,利用文中设计的壁面开缝措施可以有效减小甚至消除激波/边界层干扰带来的边界层分离现象,降低粘性效应造成的负面影响;相对开缝前,开缝措施在设计点和非设计点均能明显提高进气道的总压恢复系数和动能效率,而对流量捕获系数的影响很小.同时文中给出了开缝措施在非设计点下对进气道性能指标的影响规律.     

二维超燃冲压发动机磁控进气道的数值模拟

针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。     

三维磁流体强化超燃冲压发动机数值模拟

建立了三维磁流体强化超燃冲压发动机内部黏性流场的求解模型.针对马赫数为6设计了联合应用磁控进气道和磁流体能量旁路的磁流体强化超燃冲压发动机模型.针对该模型进行了数值模拟研究,分析其中的三维流场结构、电参数分布规律以及能量转换特性.结果表明:当飞行马赫数为8时,磁控进气道的应用能够使头部压缩激波回到唇口,使分离区消失,内进气道中的流动恢复到设计状态.磁流体能量旁路可有效降低燃烧室入口处的马赫数,从而改善发动机性能.其中发生器中的流动参数和电参数的分布比较理想,效果显著;而加速器要取得显著的加速效果则需要大量的能量输入.在加速器中,电极附近焦耳耗散严重,导致局部高温以及流动的复杂性,性能不够理想.      

超燃冲压发动机磁控进气道设计影响因素分析

阐述了磁控进气道的基本原理,建立了一维数学模型。对磁控进气道设计影响因素磁感应强度、负载系数和通道截面积变化率进行了特性分析,得到磁控进气道出口参数随设计参数的变化规律,为磁控进气道设计提供了依据。给出了一组磁控进气道设计参数,仿真结果表明采用磁控进气道技术可以有效地调节燃烧室进口来流状态,提高比冲,拓宽飞行马赫数范围。      

MHD加速器模式磁控进气道的优化设计

为提高超燃冲压发动机进气道在非设计状态下的性能,对磁控进气道进行了研究。采用二维磁流体动力学(MHD)模型对加速器模式的磁控进气道进行了数值模拟和参数优化。分析了电磁作用使空气流率增加的原因,选取了一组优化的设计参数进行数值模拟,确定了磁流体关键参数与进气道主要性能参数的匹配原则。分析表明磁场的大小和方向以及电磁作用的位置对进气道性能有重要影响;唇口附近及上方的电磁作用对增加空气流率起到了关键的作用,磁流体加速器可以显著增加进气道的空气捕获率和压缩比,但由于不可逆效应总压恢复系数会减小。研究结果表明,当飞行马赫数小于设计马赫数时加速器模式的磁控进气道可以提高进气道的性能。     

磁控进气道二维性能计算

超燃冲压发动机进气道通常都是针对某一特定的马赫数进行设计的,当飞行马赫数不在设计马赫数时发动机性能急剧降低,磁控进气道的应用很有可能解决这一技术难题.对磁控进气道内的流动情况进行了二维数值模拟.飞行马赫数大于设计马赫数时采用磁控进气道可以调整激波位置使激波回到设计点,并减小燃烧室入口处的马赫数.分析了霍尔效应对磁控进气道性能的影响,结果表明分段电极可以有效减小霍尔效应的不利影响.      

跨音叶栅非定流场数值模拟

本文将二维平面振荡叶栅的非定常流场分解为定常平均流场和以简谐振荡为运动规律的非定常小扰动的叠加 ,分别求解定常的 N- S方程和非定常线化 N- S方程 ,能对不同分离形式进行数值模拟 ,有效地处理分离流动。计算结果表明 ,非定常分离、粘性效应和跨音激波对叶栅气动弹性稳定性有极其重要的影响 ,并且说明分离区内的脉动压力对叶栅振荡的响应只比分离区外低一个数量级 ,因而在处理非定常分离流动时不能简单地将分离区内的压力脉动视为零。     

侧向射流位置对旋转楔形通道换热分布的影响

在主流入口雷诺数为15000，最大流量比(侧向射流流量和主流流量的比值)与最大旋转数分别为04和023的范围内，实验研究了三个不同位置引入侧向冷气射流冲击对楔形通道内换热分布的影响。实验结果表明:静止状态下，侧向射流冲击只能强化侧向射流孔附近区域的换热；旋转状态下，侧向射流对主流上游的影响区域扩大，并减缓了射流区域的冷气侧向出流，缩小了射流区域内前、后缘面的换热差异，当射流区域的换热效率最高时，该差异最小。为提升通道的平均换热效率，降低旋转对换热的不利影响，侧向射流孔应在通道的中上部，流量比控制在对应的临界值以下。      

高亚声速轴流压气机的优化叶型

基于计算流体动力学和数值优化算法,研究了一种压气机叶型优化设计方法.以入口马赫数为0.7的高亚声速轴流压气机叶型为研究对象,采用拉丁超立方实验法选取优化变量并构建了考虑攻角特性的目标函数,通过引入Gamma-Theta转捩模型,考虑了附面层转捩的影响,最终获得了可以有效改善攻角特性和降低总压损失的高亚声速轴流压气机优化叶型.计算结果表明:优化叶型可以显著降低入口马赫数为0.2~0.8时+4°和-4°攻角的总压损失,使设计工况(入口马赫数为0.7)下的低损失攻角增加4°以上,优化叶型最佳稠度降低20%并改善低雷诺数时叶栅的流动特性.      

横截面形状对超声速磁流体发生器性能的影响

通过三维数值模拟研究了不同横截面形状的磁流体(MHD)发生器的热、电磁流动特性,发生器入口采用超声速来流条件,旨在应用于磁流体旁路超燃冲压发动机推进系统。数值模拟采用低磁雷诺数下磁流体五方程模型,通过熵条件格式和超松弛迭代(SOR)法联合算法分别求解Navier-Stokes方程组和电势方程。研究表明在电极壁面上电场、电流以及洛伦兹力等电磁场参数呈周期性变化,由于电极端点效应,电磁场参数在电极端点出现周期性的极值,而在管道中心电极端点效应对电流影响并不大,沿着流向电流保持连续变化。对不同管道横截面形状的发生器的数值模拟表明:由于涡电流和二次流效应的影响,形状参数较小的发生器焦耳热较为严重,二次流较弱;而形状参数较大的发生器焦耳热较小,二次流增强。因此,当形状参数α=0.8时可获得较好的焓提取率和电效率。     

数值模拟二维跨音速叶栅可压粘性流动

用有限体积法数值模拟了任意回转流面跨音速压气机叶栅中的粘性流动，四步龙格－库塔法用于N－S方程的时间推进。给出了一种抑制叶栅计算中“数值失速”的方法，并采用隐式残差光顺技术加速收敛。用所发展的方法计算了三种叶栅在宽广来流Ma数条件下的流动，计算结果与实验结果吻合良好，流场激波具有较高的分辨率。