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.      

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。     

“咽”式高超进气道流动特性及性能分析

采用数值模拟的方法比较分析了一种矩形型面的内收缩进气道和一种椭圆型面的"咽"式进气道的流动特性和性能.这两种内收缩进气道都是以四道平面斜激波三维流场为基本流场,利用流线追踪技术得到的.研究结果表明,该"咽"式进气道对设计状态下的攻角变化不太敏感;在非设计状态下具有较高的流量捕获和压缩能力;另外,由于其浸湿面积小,进气道内附面层增长缓慢,激波与附面层干扰较弱.因此,这种"咽"式流道可作为吸气式高超声速飞行器进气道的一个有利选择方案.      

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。     

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%.     

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。     

乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。     

溢流槽对二元高超声速进气道性能的影响

首先对澳大利亚HyShot计划进气道模型进行了数值模拟,得到了设计状态及非设计状态下的流场特征,以及进气道性能随来流马赫数的变化规律.根据分析,提出了在二元高超声速进气道内压段开设溢流槽的设计思路,设计了工作马赫数范围为4.0～6.0的二元高超声速进气道,并给出了通过抬高或降低原设计槽口高度得到的两种新的开槽方案进气道的物理模型.通过数值模拟,结果表明:溢流槽有效改善了进气道的性能,拓宽了进气道的工作范围,槽口高度的不同对进气道性能有相当大的影响.      

乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究

基于二元混压式高超声速进气道和密切锥乘波体,设计了一腹部并列进气的高超声速乘波前体/进气道一体化前体模型,并数值模拟研究了该模型在不同飞行马赫数和攻角下的气动特性。计算结果表明:设计的一体化前体模型很好地结合了二元高超声速进气道和乘波体流场结构特点,乘波前体结构可为进气道提供均匀的进口流场,且进气道性能基本保持不变;一体化前体模型在低于设计点马赫数和正攻角飞行状态下仍具有良好的飞行性能,但在负攻角飞行姿态时,随着攻角角度的增大一体化前体模型的升阻特性和进气特性均快速恶化。     

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.      

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。     

双燃烧室冲压发动机亚燃模块进气道非设计点工作特性

 对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,获得了该进气道的非设计点性能,并分析了其流态特征和再起动特性。实验数据显示,该进气道的马赫数4临界状态性能为：总压恢复系数0.425,出口截面平均马赫数0.519,可承受反压为自由流静压的56.52倍,而马赫数5的相应临界性能参数则分别为0.240,0.486和125.94。非设计状态下,该进气道的流量系数下降显著,马赫数5时的流量系数为0.813,马赫数4时则进一步下降至0.593,为此对高超声速进气道非设点综合性能的改善迫在眉睫。另外,该进气道在马赫数4时具有再起动能力。     

MHD控制激波诱导边界层分离的机理

激波边界层相互作用是高超声速飞行器面临的重大问题,激波入射到平板引起的边界层分离是其中最具代表性的一种。用加权的3阶ENN格式计算了小磁雷诺数近似的MHD方程,研究了MHD控制层流边界层分离的机理。数值结果显示,通过局部电离空气并施加洛伦兹力,能使分离点向下游移动,分离区尺寸减小,从而抑制和缓解由于激波-边界层相互作用而引起的分离。     

冲压发动机进气道不起动边界分析

不起动边界是超声速进气道研究的重要内容,它是进气道保护控制的基础和前提。针对这一问题,对冲压发动机进气道进行了不同边界条件下的数值模拟,对稳态流场结果进行了分析。基于仿真数据,利用量纲分析工具对进气道最大抗反压能力进行了分析,讨论并给出了两进气道流动的相似条件。分析结果表明:在不考虑攻角变化的条件下,进气道不起动边界主要与来流马赫数有关。     

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.     

抽吸对高超声速进气道抗反压能力的影响

对不同抽吸开孔率下某典型高超声速进气道进行了二维数值模拟,简要分析了压比变化对隔离段内部流场的影响,在该分析的基础上讨论了附面层抽吸对进气道最大抗反压能力的影响,给出了最大抗反压能力随抽吸流量之间的变化规律,分析了采用附面层抽吸技术提高进气道抗反压能力的原因.分析结果表明:采用附面层抽吸技术能够提高进气道的抗反压能力,相当于增加了隔离段的长度.抽吸孔面积越大,相对抽吸流量越大,进气道的抗反压能力越大.