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1、信息专递?电磁流体力学技术在航空航天领域的应用?摘? 要? 近年来, 越来越多的研究人员将目光投向电磁流体力学 (MHD)技术在冲压 /超燃冲压发动机推进的高超声速飞行器上的应用研究。介绍了主动控制再入大气层时的气动加热和飞行性能的 MHD流量控制方法的原理, 并给出了数值分析和以超燃冲压发动机驱动 MHD发电系统试验验证装置为对象进行的数值分析。?关键词? 电磁流体力学? ? MHD? ? 冲压发动机 ? ?超燃冲压发动机前 ? 言 MHD技术在工程学领域的应用, 过去主要是以地面大容量高效率发电为目标, 最近以航空航天领域的应用为目标的研究越来越盛行。等离子体 MHD技术在航空航天领域的应
2、用之一, 是等离子体工程学教科书中很早介绍的 MHD加速器。 其原理非常简单, 磁场 B 被外加到管道内从外部强制流入电流 j, 利用劳伦兹力来加速气流。作为模拟再入大气层时的高焓高超声速流的装置,一般都采用电孤加热型或感应耦合加热型等离子体 风洞。在这些风洞中, 用气动喷管加速贮气槽生成的高温、 高压等离子体, 然后用 MHD加速器进一步进行电磁力学加速, 在不改变贮气槽的热、压力条件下有可能提高试验气流的速度和热焓。现在,正常工作的大型 MHD加速风洞只有俄罗斯的茹科夫斯基空气流体动力学研究所 ( ? ! ) ( 200 k W 300 k W )的同轴电孤方式, 外加磁场 2 . 5T,
3、 驻点温度 3 700 K左右, 驻点压力约0. 3MPa , 气流速度约8 km /s , 美国的 NASA认识到这种风洞的重要性, 在马歇尔空间飞行中心根据电磁流体力学增加推力试验 (MAPX) 计划正在积极建造 MHD加速风洞。该装置不仅作为 MHD加速风洞, 还将作为探讨用MHD加速器对未来宇宙航行用大推力推进器研究的基础试验装置。能够反映世界 MHD技术在航空航天工程领域应用研究动向的有美国航空宇宙学会的 PLC(每年召开 )和由相关研究者召开的关于 MHD技术在发 电、航空航天领域应用的国际会议 (每二年一次 )。近年来, 有关 MHD技术在冲压 /超燃冲压发动机推进的高超声速飞机
4、上应用的报道很多。研究方向大 体有两个: 一是沿俄罗斯提出的 AJAX概念方案的研究; 另一个是沿美国的 HVEPS(高超声速飞行器电能产生系统 )计划的研究。吸气式冲压 /超燃冲压发动机与涡喷发动机不同, 是利用大气的动压来压 缩空气, 然后在燃烧室加入能量, 通过尾喷管喷射燃烧气体来获得推力。在 AJAX概念中, 在燃烧室前方设 MHD发电机, 在燃烧室后方设 MHD加速 器。用 MHD发电机将气流的焓转换为电力, 利用该过程控制流入燃烧室气流的压力和温度。获得的电力从燃烧室分流供给 MHD加速器, 用来对气流进行再加速。引入 MHD方法不可避免地会引起总 压损失和热效率下降, 但是引入
5、MHD可以带来燃烧性能的改善和飞行条件的扩大, 综合考虑还是有利于冲压 /超燃冲压发动机的高性能化。另外, 获得的电力不仅可以作为 MHD加速器推进能量, 还 可以供给 MHD发电机前段的预备电离装置, 并可用于气流的等离子体化。在 AJAX概念方面, 目前研究人员正在利用热力学的方法验证该概念的有用 性和利用计算流体力学详细掌握超燃冲压发动机内的电磁流体状态。为进一步推进研发, 有必要进行MHD能量旁路发动机的验证试验。美国的 HVEPS计划从 2001年开始, 为期 5 年, 对超燃冲压发动机与 MHD发电组合的机载型发电系统进行了研究。超燃冲压发动机没有机械可动部分, 不能提取轴输出功率
6、, 所以不能利用一般 回转型发电机产生电力。在 HVEPS计划中, MHD发电机的特性是:1) 不需要机械可动部分, 可以直?11?飞航导弹?2009年第 3期? 信息专递图 2? MHD流量控制的概念图图 1? 超燃冲压发动机驱动 MHD发电系统概念图接把流体的热焓转换为电能;2)每单位体积的输出密度极高。先前 AJAX概念中不把用 MHD发电机 对气流控制作为主要目的, 而是作为超燃冲压发动机的机载电源为主要目的利用 MHD发电机。HVE?PS计划 (见图 1), 设想在超燃冲压发动机燃烧室后面设置 MHD发电机, 以高温、超声速燃烧气体 (为 具有导电性而添加微量碱金属 )为工作流体使
7、MHD发电机运转。2006年, 作为 HVEPS计划的一环, 以通用原子能公司为中心, 在 Lytec公司、LLC公司 和 NASA马歇尔宇宙中心的协助下用联合技术公司的超燃冲压发动机试验装置进行了验证试验。该试验证明利用 MHD技术可以从超声速燃烧气流中提 出电力, 而且还明确了今后的研究课题。研究人员在开展 MHD技术在冲压 /超燃冲压发动机超声速飞机上的应用研究同时, 利用 MHD 技术对再入大气层或进入行星时的气动加热和飞行性能的主动控制 (以下简称 MHD流量控制 )研究。1? MHD流量控制的原理与分析1 . 1? MHD流量控制的原理航天飞机等空天运输机再入大气层时, 将暴露 在
8、机体前方强脱体激波引起的极严酷气动加热环境下。美国的航天飞机利用碳 /碳复合材料或碳化硅( SiC)复合材料等耐热瓦保护机体不受损害。而计 划 2010年返回地球的隼小行星探测器将采用称为烧蚀法的碳素树脂相变的热防护法。这些方法都属于 ?耐热 ?被动热防护技术类, 缺乏再使用性, 这是 现阶段可靠性最高的热防护技术。本文研究的MHD流量控制属于 ? 积极降热 ?的主动热防护技术, 而且在原理上可重复性是极高的, 作为未来空 天运输机的重复型热防护方法之一正在探讨中。再入大气层时产生的脱体激波非常强, 在飞行器与激波之间的空域 (冲击层 )中的气流为等离子体状态。用机内装载的磁铁对该等离子体流外
9、加磁 场时, 如图 2所示由法拉第电磁感应法则及霍尔效应可知, 冲击层内可以产生感应电流。该电流与外加磁场的相互作用产生的劳伦兹力可使冲击层内的 气流减速, 进而使冲击层扩大 (激波向前方移动 ),壁面附近的温度梯度变缓, 壁面热通量降低。这就是 MHD流量控制的基本想法。特别是根据最近的研究, 采用 MHD流量控制时机体形状不变, 有可 能使高空领域的阻力增加, 其结果可能在气动加热剧烈的飞行高度 (高度 70 km 50 km)下可以更低速度飞行, 由此, 可期待气动加热的降低。MHD流量控制法与过去提出的其它主动热防 护法不同, 在承受热负荷的机体表面不设特殊结构便可主动防热。而且磁场系
10、统是机体内部装载的,所以不受热负荷的影响, 可以再次使用, 因此, MHD流量控制作为未来型热防护法有很高的吸引力。MHD流量控制方案最初于 20世纪 50年代提出, 当时认为该方法的最大缺点, 也是怀疑其可行 性的理由之一是, 即磁场系统的质量太大。可是随着大型超导磁铁的轻量化、强磁场技术的进步, 质量问题已不会制约 MHD流量控制的实际应用。 1 . 2? 电磁流体的基础方程式与分析方法在流场的基础方程式中, 再入流的计算流体力?12?飞航导弹 ? 2009年第 3期信息专递?学一般以广泛利用 Park的两种温度模型为基础,在 11种化学元素、热化学非平衡压缩性 Navier?Stokes
11、方程式中加上以 MHD相互作用项作为源项 使用。另外用 Park的这两种温度模型, 考虑各状态的能量转换速度, 重粒子的并进状态及回转状态作为平衡状态用一种温度 (并进 /回转温度 Ttr) 表示, 其它的内部状态, 即振动状态、电子激励状态以及自由电子的并进状态作为另外的平衡状态用一种温度 (振动、电子激励、 电子温度 Tve) 表示。这些基础方程式在一般坐标空间下进行有限体 积的离散化后求解。关于对气流项的数值流速评价, 使用引入 Shock? F ix法的 AUS M? DV方案。此时单元界面的原始变量使用了山本等人提出的高阶精 度 MUSCL? TVD方案 (最高 4阶精度 )进行了评
12、价。扩散项的离散化使用了中心差分法。时间积分使用LU?SGS负解法, 伴随各化学元素的化学反应的质量生成, 消失项用 Diagonal?Point Implicit法进行了 负处理。电磁场的基础方程式使用以低磁雷诺数 MHD为基础的 M axwell方程式, 霍尔效应、电子压力梯 度考虑使用了普通欧姆公式。根据这些电场的方程式推导有关电位 ?的 2阶偏微分方程式, 然后在适当边界条件的基础上用卡拉金有限元法解方程式。根据所得的电位分布明确 电场分布, 然后将电场分布代入普通的欧姆公式,这样便可得出电流分布。1 . 3? 分析结果举例首先, 根据某特定飞行条件的分析结果确认 MHD流量控制方法的
13、同时, 以所谓 ?壁面与气流的电气耦合?的导电性流体等的物理现象为理由证明MHD流量控制的可用性, 主要取决于机体壁面的 电气特性。其次, 根据电磁流体与飞行物体的飞行轨迹的耦合分析结果, 简单说明 MHD流量控制对飞行特性的影响。 用于分析研究的飞行物体是模拟再入大气层的实验机 OREX( 1994 ,JAXA), 该机机 头半径为 1 . 35 m, 具有轴对称形状。 而且假定的外加磁场分布也相对飞行物体的中心轴具有对称性,对物体周围的电磁流场与轴对称 ( r?z) 2维流场进行 了近似解析。图 3所示为外加磁场时 (MHD流量控制应用时 )与无外加磁场时的压力分布比较。而图 3( a)是
14、在求电位分布时, 壁面的边界条件为电气完全绝缘壁 (电导率为 0)时处理的结果, 图 3( b)为完全导 体壁 (电阻率为 0)时处理的结果。飞行条件为: 高度 59 . 6 km, 速度 5 . 6 km /s , 外加磁场分布假定为驻点 ( r = 0m, z = - 1 . 35m )具有 0 . 5T对称磁场。从图 3( a)可明确, MHD流量控制方法在外加磁场 时激波向前方移动, 冲击层扩大。而从图 3( b)所知, 在完全导体壁条件时, 即便外加磁场也看不到上述的激波移动 (冲击层扩大 )的现象。图 4所示为 壁面热通量的分布。另外, 壁面的温度作为边界条件固定为 1 519 K
15、(OREX试验中高度 59 . 6 km时的?13?飞航导弹?2009年第 3期? 信息专递值 )。在外加了磁场激波前移的绝缘壁条件下, 与无外加磁场时比较, 壁面热通量值低。另一方面在导体壁条件下, 即便是外加磁场壁面热通量也大致无变化。 图 5所示为圆周方向电流密度分布。由 MHD流量控制引起的激波移动, 圆周方向电流与外加磁场的相互作用产生的劳伦兹力使气流减速, 所以外 加磁场在同样条件下圆周方向电流越强激波的移动越显著。 由图 5所知, 在绝缘壁条件和导体壁条件下圆周方向电流密度有很大差异, 导体壁条件下的圆周方向电流密度最大值是绝缘壁条件下该值的 5 % 以下。如果从法拉第的电磁感应
16、法则考虑圆周方向电流的大小, 在外加磁场一定时, 其大小仅由等离子体流的导电率和速度决定, 而不受壁的电气 特性控制。可是实际上, 称为霍尔电磁效应的物理现象严格支配冲激层内的电磁场现象, 通过其效应冲击层内的电流会受到壁的电气特性严重影响。霍尔电磁效应具有使圆周方向 (相对磁场为垂直方 向 )导电率下降的效应。在另一方面, 由霍尔电磁效应引起的 r? z平面上的电场与外加磁场的相互作用成为圆周方向电流的驱动力。 图 6所示为完全绝缘壁与完全导体壁条件的 r? z 平面上的电位分布。 在绝缘壁条件从机体的驻点沿壁的方向电位上升,在驻点与凸肩之间产生约 4 k V 的电位差。由于这样大的电位差 (强电场 ), 由霍尔电磁效应引起的实 效导电率下降时, 便可取得仅使激波移动的圆周方向电流。另外, 在完全导体壁条件下, 沿机体壁面方向电位不上升, 大体保持等电位。 也就是说与绝图 7?r?z平面上的电流流线图 (点线为激波位置 )缘壁条件时不同, 导体壁条件得不到带来大的圆周 方向电流的强电场。所以, 在导体壁条件下即便是外加磁场也不可能使激波移动。? ? 图 7所示为在完全绝缘
