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.      

磁控热防护系统在天地往返运载器上的应用仿真

磁控热防护技术在高超声速领域显现出广泛的应用前景。考虑高超声速流动磁流体力学控制涉及的等离子体生成机制、多电离组分导电机理以及电磁流动能量/动量输运机制,通过耦合求解电磁场泊松方程和带电磁源项的高温热化学非平衡流动控制方程组,搭建了高超声速磁控热防护数值模拟平台。结合美国航天飞机"哥伦比亚"号（OV-102）近似外形和5种磁场配置方案,较为系统地开展了磁控热防护系统在高超声速"滑翔返回式"天地往返运载器上的应用仿真研究。结果表明：搭建的磁控热防护仿真平台具备偶极子磁场、均匀磁场、螺线管磁场及多个磁场组合条件下复杂外形飞行器气动热环境数值模拟能力,其校验结果与文献或飞行试验数据符合较好;采用合适的磁场配置能有效降低航天飞机的表面热流,显著改善了航天飞机的气动热环境,典型状态的表面热流下降25%以上;局部磁场方向与流动方向的夹角,在一定程度上决定了洛伦兹力的强度和方向,对磁控效果的影响明显。     

基于磁流体控制的高超声速进气道黏性效应

建立引入电磁源项的二维低磁雷诺数磁流体动力学(MHD)方程组,对高超声速二维前体/进气道黏性流场进行了数值模拟.在给出了进气道高于设计马赫数的非设计工况下黏性流场的基本特征基础上,进一步分析了施加MHD控制对进气道黏性效应的影响.结果表明:施加MHD控制可以有效抑制非设计工况下内进气道表面的附面层分离,改善上壁面的热状况,平衡上、下壁面之间的热负担;黏性作用下,进气道流场及性能参数随磁感强度的变化规律与无黏模型计算结果存在较大差别,对磁流体控制的高超声速进气道研究不可忽略黏性的影响.      

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。     

超声速非平衡电离磁流体流动控制试验和数值模拟

为了开展磁流体(MHD)流动控制原理研究,建立了磁流体技术试验系统,采用电容耦合射频-直流组合放电对Ma=3.5气流进行电离,在磁场作用下产生顺/逆气流方向的洛伦兹力控制流场,采用试验段静压变化来监测磁流体流动控制效果,通过一维模型计算磁流体流动控制过程中流场变化情况,分析磁流体流动控制效果;通过添加电磁源项的Navier-Stokes方程耦合电势泊松方程建立了二维磁流体动力模型,对磁流体流动控制进行数值模拟研究。主要结论如下:在磁场约束下,电容耦合射频-直流组合放电能够在Ma=3.5流场中产生大体积均匀电流,电导率约0.015S/m;在焦耳热和洛伦兹力作用下,磁流体加速时静压升高了130Pa,减速时静压升高了200Pa;磁流体流动控制过程中,仅有不足10%的能量在磁流体通道内发生了作用;数值模拟结果显示,在试验条件下,加速时静压升高了128Pa,减速时静压升高了208Pa,与试验结果基本吻合。     

基于电子束电离的高超声速磁流体发电机

为了获得高超声速低温来流条件下基于电子束电离的磁流体发电机性能,采用三维低磁雷诺数磁流体动力学五方程模型和简化的电子束电离模型,对等截面分段法拉第型磁流体发电机内的流动进行数值模拟,研究了电离能量花费、磁场强度对发电通道性能的影响,得出了不同电离花费下电离所形成的电子数密度和电导率.研究结果表明,电子束电离低温来流能够产生足够的电导率,当负载系数保持为0.5时,电效率基本保持在0.5 ～0.6之间,电效率大小受磁场强度影响不大,电离能量花费Pion(MW/m3)为0.06,0.6,6,30,300时的电导率σ(S/m)分别为0.28,0.9,3,7,27.当电离能量花费为30MW/m3,能量提取率达到26％,电效率为66％,发电机性能接近最佳,对应的磁场强度为10T.     

局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。     

三维等离子体MHD气动热环境数值模拟

电磁流动控制技术是一个多学科交叉融合的重要研究方向,在高超声速飞行器气动特性优化、气动热环境减缓、边界层转捩和等离子体分布等流动控制方面显示出广阔的应用前景。考虑高超声速飞行器绕流流场中发生的离解、复合、电离和置换等化学反应,气体分子振动能激发以及化学非平衡效应,耦合电磁场作用并基于低磁雷诺数假设,通过数值模拟求解三维非平衡Navier-Stokes流场控制方程和Maxwell电磁场控制方程,建立磁场与三维等离子体流场耦合数值模拟方法及程序,采用典型算例进行考核。在此基础上,开展不同条件下磁场对再入三维等离子体流场以及气动热环境影响分析。研究表明:建立的高超声速飞行器的等离子体流场与磁场耦合计算方法及程序,其数值模拟结果与文献符合,外加磁场使飞行器头部弓形激波外推,磁场强度越强,激波面外推距离越大;不同磁场强度环境下,流场中温度峰值大小略有变化,变化幅度较小;磁场对绝大部分区域的热流有减缓作用,作用的大小与飞行高度、马赫数以及磁场的配置紧密相关;当前的计算条件下,飞行的高度越高,磁场的作用越明显。     

高超声速复杂气动问题数值方法研究进展

高超声速流场具有复杂流动特征,其中真实气体效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等对气动力分析产生了重要影响。将流体力学研究扩展到分子动力学、电磁流体力学以及流固耦合等交叉学科领域,这给数值模拟方法带来了巨大挑战。针对高超声速气动力/热分析的热点问题,重点关注高温效应与低密度流动效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等,结合算例分析了相应的数值求解技术;在气动热方面主要比较了3类求解方法(纯工程方法、纯数值方法和基于Prandtl边界层理论的方法),并给出了相应算例;对于气动力/热/结构耦合问题,从耦合模型及耦合计算方法两方面开展了分析。最后指出了高超声速复杂气动问题数值求解技术未来需重点关注的几个方面。     

Numerical Simulation of 2D Supersonic Magnetohydrodynamic Channel and Study on Hall Effect

In this research effort,numerical simulation of two-dimensional magnetohydrodynamic(MHD) channel is performed and Hall effect is studied.The computational model consists of the Navier-Stokes(N-S) equations coupled with electrical-magnetic source terms,Maxwell equations and the generalized Ohm’s law.Boundary conditions for the electrical potential equation considering Hall effect are derived.To start with,the MHD channel with single-pair electrodes is studied and flow of the electric current is in accordance with physical principle.Then the MHD channel with five-pair electrodes is numerically simulated.The results show that the electrical current concentrates on the downstream of the anode and the upstream of the cathode due to Hall effect,and the flow field becomes asymmetrical.At the current value of the magnetic interaction parameter,the electrical-magnetic force affects the flow remarkably,decreasing the outlet Mach number and increasing the outlet pressure;what’s more,the flow structure in the channel becomes extremely complex.Performances of MHD channels with continual electrodes and segmented electrodes are compared.The results show that performance of the MHD channel with segmented electrodes is better than that with continual electrodes with the increase of Hall parameter.     

MHD控制激波诱导湍流边界层分离的机理分析

为了研究磁流体动力学(Magnetohydrodynamics:MHD)加速边界层对激波-湍流边界层相互作用的影响,用高阶有限差分法求解了小磁雷诺数近似的MHD湍流方程。其中,无粘通量采用WENN格式离散、粘性通量采用Roe平均中心差分离散,时间采用半隐式推进,并采取追赶法求解。计算给出了湍流、电场、磁场和电导率等参数对边界层分离的影响,数值结果显示:在同样的逆压梯度下,湍流边界层分离能更快地趋于稳态流场,且分离区比层流小;通过施加洛仑兹力加速,边界层速度型面变得更加饱满、位移厚度减小、分离点和再附点向激波与固壁的交点靠近,分离区尺寸减小甚至最终被消除。     

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。     

NNW-HyFLOW高超声速流动模拟软件框架设计

NNW-HyFLOW在国家数值风洞（NNW）工程支持下,由风雷开源软件提供基础框架支撑,将建设成为基于结构/非结构混合网格,面向高超声速应用领域的国产自主工业CFD软件,具备高温气体热化学非平衡效应模拟及其相关气动力、气动热和气动物理特性计算分析等主要特色功能。本文从框架设计、数据结构、耦合方法、并行计算方法以及接口设计等方面对软件设计思想和框架特点进行了介绍,给出了求解器采用的理论模型、核心数值算法及其实现方法,结合HEG风洞试验、RAM-C飞行试验、Electre飞行试验以及航天飞机OV102飞行试验等典型算例开展了数值模拟。研究表明：NNW-HyFLOW具有底层代码复用、功能兼容性好、扩展能力强和接口灵活等优点,其当前测试版本已经具备了较好的高超声速非平衡流动数值模拟能力,在热化学非平衡效应及其影响的气动力特性、气动热环境和等离子体分布特性预测与评估方面,具有较高的数值计算精准度,初步满足了高超声速复杂飞行器高温非平衡流动数值模拟的需求。     

基于激波风洞的超声速磁流体动力技术实验系统

开展磁流体(MHD)动力技术实验研究,实验系统必须满足两项基本的条件:一是超声速或高超声速气流;二是气流必须是导电流体.基于此,介绍了基于激波风洞的超声速磁流体动力技术实验系统的基本组成、设计思想和调试情况.设计了马赫数Ma=2的超声速喷管及实验段;采用氦气驱动氩气,在平衡接触面运行方式下得到高温气体,通过在低压段注入...