采用MHD(磁流体动力学)方法实现高超声速流动控制是一种新颖的流动控制概念,与常规空气动力学方法采用的飞行器表面气流接触式干扰不同,MHD方法不改变飞行器外形,而是通过电磁场对电离流场进行有距离影响,这是MHD流动控制方法具有的最大优点。此类方法具有较大地改善高超声速飞行器性能的潜力,包括防热控制,增加进气道流量捕获、增强燃烧室燃烧效率等。 本文针对高超声速MHD流动控制概念,基于磁流体动力学数值模拟方法研究,结合理论分析进行了数值模拟与控制机理分析。工作包括高超声速MHD数值方法研究和高超声速MHD流动控制模拟与机理研究两大部分。 第一部分为MHD数值模拟方法研究。MHD流动依据特征磁雷诺数分为高磁雷诺数和低磁雷诺数两大类,分别对应于全MHD方程组形式和低磁雷诺数近似方程组形式。本文分别针对这两种形式发展了相应的数值模拟方法。 全MHD方程组形式对应于磁雷诺数较高情况,针对当前研究中存在的伪磁场散度问题、方程组奇性和修正形式的守恒性问题,本文提出了八波形式方程附加源项的模拟形式,该方法同时具备八波形式和原七波MHD方程组的优点,既可以采用八波形式特征向量,同时又保证方程组整体守恒。在数值方法上,将CFD模拟中采用的有限体积方法、Roe的近似Riemann求解器、OC-TVD限制器以及时间格式推广到MHD模拟中。此外,作为全MHD模拟的辅助步骤,本文建立了三维投影方法,能够有效清除磁场的伪散度。 低磁雷诺数MHD方程组的求解形式较全MHD方程组形式简单,为了使之能够更好地实现高超声速复杂流场结构变化的精细捕捉,提高计算效率,本文发展了一套完整的三维自适应各向异性叉树网格方法应用于低磁雷诺数MHD流动模拟。该网格方法的工作主要包括:建立了三维叉树形网格的数据结构,以及在此基础上完善了包括自适应判别、合并/分裂、网格级别审查等步骤,并提出了对流场结构进行“保护”性加密等网格优化方式,实现了对激波等流场结构的细致捕捉。 针对上述发展的数值模拟方法,本文编制了三维结构网格全MHD流动模拟程序FMHD,三维结构网格低磁雷诺数MHD流动模拟程序LSMHD,以及三维各向异性叉树网格低磁雷诺数MHD流动程序LTMHD。这些程序经过了多个经典算例的计算,验证了其有效性和准确性,能够应用于针对高超声速飞行器MHD流动控制的模拟中。 第二部分为高超声速MHD流动控制机理研究。本文主要结合理论分析,开展了钝体MHD防热控制和斜激波MHD控制的模拟研究,并对控制机理进行了分析。 对于马赫5来流,考虑理想气体,且假设激波层内电导率均布的高超声速钝头绕流,气动热MHD控制的数值模拟结果显示,随着控制磁场的加强,弓形激波脱体距离增大,壁面压强变化很小,而热流降低比较明显,在驻点互涉参数Q=6时热流下降了26%。 基于高温空气电导率模型和化学平衡热力学关系,成功进行了40km高空马赫15钝头MHD绕流数值模拟。结果显示考虑空气化学平衡效应的驻点热流小于理想气体。随着互涉参数Q的增大,弓形激波脱体距离增大,但很小,而热流降低比较明显,在驻点互涉参数Q=6时热流下降了24%。模拟结果说明了MHD钝体热流控制在很高马赫数下的可行性。 数值研究了高磁雷诺数的理想无粘斜激波MHD流动控制规律。模拟清晰地捕捉到激波结构。磁场大小和方向对流场和激波影响较大。在多数磁场较大情况下得到了MHD流动特有的快—慢激波结构;而磁场垂直于来流方向时,始终未有慢激波产生。这些现象都通过群速度图方法进行了理论上的解释。 数值研究了低磁雷诺数无粘MHD斜激波流动控制规律,自由来流马赫数6,考虑电子束激发使局部区域产生电导率,采用自适应各向异性叉树网格。结果显示,MHD作用能够使斜激波向远离壁面的方向偏离,激波控制效应明显。磁场和电导率的大小是MHD作用的决
定性因素,且磁场垂直与来流时,MHD作用更明显。 高超声速进气道前体MHD激波控制是一项重要的MHD应用,本文将MHD斜激波控制方法应用于二级马赫6进气道前体激波控制,结果显示,在飞行器飞行马赫数大于设计马赫数时,MHD激波控制可使激波偏折,两级激波重新交汇到进气道唇缘上,使流动状态更佳。来流马赫数增大时,增大控制磁场仍可很好达到这一效果。该结果对进气道的优化设计具有参考价值。
宇宙飞船从天而降
2010-06-14 11:16:29 来源: 作者:江燕 【大 中 小】 浏览:25
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宇宙飞船能够安全返回地面，这是星际航行技术的最重要的成就之一。只有取得了这个成就以后，人类才敢于驾驶飞船穿出大气层，遨游太空，探索宇宙的奥秘。
近年来，载人卫星式飞船的接连上天，说明飞船安全返回地面的问题也已经获得了解决。本文就来谈谈这个问题。
卫星式飞船返回地面，从原理上来说，是十分简单的，这是一个使飞船从高速到低速，从运动到静止的减速过程。我们知道，卫星式飞船以将近每秒八公里的速度(第一宇宙速度)绕地球运行。如果要使飞船离开运行轨道返回地面就必须把飞船的速度减低到第一宇宙速度以下，否则飞船将永远绕地球运行。 飞船降落的过程，从速度变化来看，正好是发射加速过程的逆过程(图一)。这就很自然地会使人们想到利用反推火箭，产生反向推力，使飞船减速，并使飞船沿着与发射轨道相反的方向降落到地面。如果飞船是在完全没有大气包围或者大气非常稀薄的星球上降落，这的确是唯一可行的方法。未来的月球飞船就打算采用这种办法在月面上着陆，但是在有大气层的地球上降落，这种办法是很不合算的。因为把一艘五吨重的飞船从每秒近八公里的速度减小到每秒只有几米的速
度，即使利用目前最先进的火箭技术，也需要消耗二百多吨推进剂，也就是说要用一支三百吨的火箭来帮它减速。本来把五吨重的飞船送入近地卫星轨道，就需要一支起飞重约三百吨的多级火箭。现在，为了使飞船能以喷气制动方式返回地面，就需要把一支三百吨重的火箭随同飞船一道送入轨道。这样，起飞重量就要增加六十倍，达到一万八千吨。这样庞大的火箭在目前是不可想象的，即使能实现，也是不经济的。因此，人们另外寻找了一条新的途径。
图一 左：起飞过程；右：降落过程
这一途径就是利用地球周围现成的大气层来减速。这是到目前为止，所有载人飞船所采取的降落方法——再入大气层式降落方法。这种方法只在开始降落很短的一段时间内利用火箭使飞船减速。飞船一穿进大气层就不需再用制动火箭了，因为空气阻力将使飞船继续减速。采用这种降落方法所需要的推进剂，比喷气制动的方法少得多，在技术上也能实现。
离开运行轨道
再入降落的整个过程可分为三个阶段：
第一阶段是离开运行轨道阶段。在再入降落开始时，飞船的制动火箭点火，产生推力，使飞船速度稍为减小一点。这样，飞船便能离开原来的运行轨道而进
入大气层。这一阶段的特点是：耍求飞船保持规定的姿态，并且精确地控制制动火箭的点火时间。
制动火箭点火时，保持飞船的正确姿态是很重要的。再入时要求再入角(飞行轨道与再入水平方向的夹角)是一个很小的负角。如果控制不当，再入角很容易变成正角，则开动制动火箭后反而会把飞船送到更高的轨道上去，使宇宙航行员无法返回地面。要求再入角很小，是为了避免再入大气层时飞船的减速度过大和受热过高。
飞船在再入降落时，除了在开始的很短一段时间有推力外，极大部份时间都处于无制导、无动力的自由下落的状态；它的下降轨道和着陆地点完全由降落开始时的地点、高度、速度等参数所决定，中途无法修正，因此精确地控制下降起始点的地点、高度、速度大小和方向，是十分重要的。如果高度相差一公里，或者速度相差每秒一米，或者速度方向角相差一分，最后着陆地点就要差五十公里，而这些参数的准确与否，取决于制动火箭的点火时间。点火时间相差一秒，点火地点就相差七点七公里，速度方向角就相差四分，所以，要保证着陆的准确度，就要精确地控制制动火箭的点火时间。点火时间是在发射之前计算好的，由飞船上的定时机构控制，但因飞船的实际轨道与预定轨道有差距，故必须根据地面无线电或光学跟踪站观测的数据，由地面指挥站命令修正点火时间。点火时间通常由地面站来控制，同时飞船上的定时机构也能自动发出信号，点燃制动火箭。在必要时，宇宙航行员也能自己开动制动火箭，不致错过点火的时机。
第二阶段是再入大气层阶段。飞船穿进大气层后，就不再用制动火箭了，而由空气阻力继续减速。飞船在一百公里左右高的位置再入大气层，这时速度高达二十几倍声速。随着高度降低，空气密度愈来愈大，对飞船的阻力也愈来愈大，
使飞船速度很快地减小下来。飞船因阻力而损失的这部份能量，通过与空气的摩擦作用变成热能，被飞船和它周围的气流所吸收。
大气层对飞船的阻力是先增加后减小，中间达到最大值。阻力大小是和空气密度与速度平方的乘积成正比。起先由于空气密度的增加起主要作用，阻力增大，以后由于速度迅速地减小，速度的减小就起主要作用，阻力也就变小了。最大阻力大约出现在速度下降为第一宇宙速度的百分之四十时，也就是当速度约等于每秒三公里的时候。最大阻力出现的高度约在四十到八十公里之间(图二)。这个高度是同飞船头部的形状有关，头部愈钝，最大阻力出现得愈早，值得注意的是，最大阻力的大小只同飞船再入角有关，而与形状无关。这一阶段的特点是出现最大的减速度和严重的气动力加热，飞船和宇宙航行员受到严重的超重和高温的威胁。
图二 再入时飞船减速度变化图