高超声速飞行器主动磁控热防护装置及流场参数计算方法制造方法及图纸

本发明专利技术属于流体力学流动控制领域、等离子体物理应用领域，公开了一种高超声速飞行器主动磁控热防护装置及流场参数计算方法。装置包括绝缘层、通电螺线管磁体和浸渍碱金属热解材料层；绝缘层位于飞行器外壳的钝前缘，表面覆盖浸渍碱金属热解材料层，飞行器外壳的空腔内固定通电螺线管磁体。主动磁控热防护装置通过对钝头或者钝前缘处存在或人工形成的等离子体进行磁场干扰，减小高超声速飞行器壁面热流通量，进而减小热流，实现热防护。流场参数计算方法通过建立高温流场模型，建立高温磁流体动力学模型，建立浸渍碱金属种子粒子添加模型，求解高温磁流体流场参数，获得高超声速飞行器壁面热流通量。装置及流场参数计算方法可靠性高、重复性好。重复性好。重复性好。

【技术实现步骤摘要】
高超声速飞行器主动磁控热防护装置及流场参数计算方法


[0001]本专利技术属于流体力学流动控制领域、等离子体物理应用领域，具体涉及一种高超声速飞行器主动磁控热防护装置及流场参数计算方法。

技术介绍

[0002]高超声速飞行时，高超声速飞行器的热防护问题突出。从未来发展趋势来看，高超声速飞行器在大气层内的高超声速飞行时间将越来越长，气动热环境会越发恶劣，给高超声速飞行器热防护系统设计带来更大挑战。
[0003]传统热防护技术在高超声速飞行器表面铺设防热瓦，通过加厚防热瓦，提高防热效果，但是防热瓦的厚度受限于高超声速飞行器外型和结构要求，不可能无限增厚，传统热防护技术将难以满足未来中低空、长时间高超声速飞行要求。
[0004]当前，亟需发展一种新型的高超声速飞行器主动磁控热防护装置及参数计算方法。

技术实现思路

[0005]本专利技术所要解决的一个技术问题是提供一种高超声速飞行器主动磁控热防护装置，本专利技术所要解决的另一个技术问题是提供一种高超声速飞行器主动磁控热防护装置的流场参数计算方法。
[0006]本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置，其特点是，所述的高超声速飞行器主动磁控热防护装置包括绝缘层、通电螺线管磁体和浸渍碱金属热解材料层；绝缘层位于飞行器外壳的钝前缘，绝缘层的表面覆盖浸渍碱金属热解材料层，飞行器外壳的空腔内固定通电螺线管磁体；在高超声速流场中，飞行器外壳的钝前缘出现脱体激波，通电螺线管磁体通电，提供外加磁场；浸渍碱金属热解材料层提供脱体激波与飞行器外壳钝前缘之间的导电流体；导电流体与外加磁场相互作用产生外推洛伦兹力，向外外推脱体激波，使得脱体激波与飞行器外壳的钝前缘之间的距离增大，减小飞行器外壳钝前缘的壁面热流通量，实现飞行器外壳钝前缘的热防护。
[0007]本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置的流场参数计算方法，包括以下步骤：S10.建立高温流场模型；所述的高温是指气流温度大于等于8000K；高温热化学非平衡流场控制方程如下：，其中，为守恒变量，分别为方向的对流通量项，
分别为方向的粘性通量项，为化学反应相关源项即矢量热化学源项；S20.建立高温磁流体动力学模型；根据S10的高温热化学非平衡流场控制方程，通过在Navier
‑
Stokes方程中添加电磁源项的方式来表征磁场对导电流体运动的影响，建立高温磁流体动力学模型，高温磁流体动力学模型控制方程如下：，表示为如下形式：，其中，为电流密度矢量，是磁感应强度矢量，表示流场电导率；S30.建立浸渍碱金属种子粒子添加模型；根据S20的高温磁流体动力学模型控制方程，添加碱金属种子粒子后，需耦合求解一个组分方程，组分方程的张量形式如下：，式中，为种子粒子密度，为种子粒子质量分数，为种子粒子扩散系数； 代表不同方向种子粒子的空间坐标，代表不同方向种子粒子的矢量速度；S40.求解高温磁流体流场参数；由于内嵌绝缘层，不考虑霍尔效应与离子滑移效应影响，依据广义欧姆定律，电流密度矢量如下：，且，其中，为电场强度矢量；电导率由Fujino拟合模型求得，至此，控制方程封闭，得到添加碱金属种子粒子后的高温磁流体流场参数，进而求得高超声速飞行器壁面热流通量：，其中，分别为n（n=x,y,z）向的总热流密度，为流场平动温度，为流场振
动温度，为组元的静焓，为组元的质量分数，为组元的扩散系数，为混合气体密度。
[0008]本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置的磁场来源通电螺线管磁体为电磁铁，可根据需要开闭，且响应迅速。能量来源主要是电能，可以使用机载电源，未来还可以通过磁流体发电实现能量自给，满足长时间运行要求。浸渍碱金属热解材料层使得激波层内电导率大幅增加，在相同磁场强度下，控制效果更好。
[0009]本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置主要应用于高超声速飞行器前部钝头，或者翼面、舵面、进气道唇口的钝前缘，位于高超声速飞行器的高温层以内，不会改变高超声速飞行器的表面形状；通过对钝头或者钝前缘处存在或人工形成的等离子体进行磁场干扰，减小高超声速飞行器壁面热流通量，进而减小热流，实现热防护。本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置具有可靠性高、重复性好的优点。
[0010]本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置的流场参数计算方法通过建立高温流场模型，建立高温磁流体动力学模型，建立浸渍碱金属种子粒子添加模型，求解高温磁流体流场参数，获得高超声速飞行器壁面热流通量。
附图说明
[0011]图1为本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置的原理示意图；图2为本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置的流场参数计算方法获得的高超声速飞行器的壁面热流通量曲线。
[0012]图1中，1.绝缘层；2.通电螺线管磁体；3.飞行器外壳；4.浸渍碱金属热解材料层；5.脱体激波。
[0013]图1中的箭头方向为碱金属种子粒子扩散方向。
具体实施方式
[0014]下面结合附图和实施例详细说明本专利技术。
[0015]如图1所示，本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置包括绝缘层1、通电螺线管磁体2和浸渍碱金属热解材料层4；绝缘层1位于飞行器外壳3的钝前缘，绝缘层1的表面覆盖浸渍碱金属热解材料层4，飞行器外壳3的空腔内固定通电螺线管磁体2；在高超声速流场中，飞行器外壳3的钝前缘出现脱体激波5，通电螺线管磁体2通电，提供外加磁场；浸渍碱金属热解材料层4提供脱体激波5与飞行器外壳3钝前缘之间的导电流体；导电流体与外加磁场相互作用产生外推洛伦兹力，向外外推脱体激波5，使得脱体激波5与飞行器外壳3的钝前缘之间的距离增大，减小飞行器外壳3钝前缘的壁面热流通量，实现飞行器外壳3钝前缘的热防护。
[0016]本专利技术的高超声速飞行器主动磁控热防护装置的流场参数计算方法，包括以下步骤：S10.建立高温流场模型；所述的高温是指气流温度大于等于8000K；
高温热化学非平衡流场控制方程如下：，其中，为守恒变量，分别为方向的对流通量项，分别为方向的粘性通量项，为化学反应相关源项即矢量热化学源项；S20.建立高温磁流体动力学模型；根据S10的高温热化学非平衡流场控制方程，通过在Navier
‑
Stokes方程中添加电磁源项的方式来表征磁场对导电流体运动的影响，建立高温磁流体动力学模型，高温磁流体动力学模型控制方程如下：，表示为如下形式：，其中，为电流密度矢量，是磁感应强度矢量，表示流场电导率；S30.建立浸渍碱金属种子粒子添加模型；根据S20的高温磁流体动力学模型控制方程，添加碱金属种子粒子后，需耦合求解一个组分方程，组分方程的张量形式如下：，式中，为种子粒子密度，为种子粒子质量分数，为种子粒子扩散系数；代表不同方向种子粒子的空间坐标，代表不同方向种子粒子的矢量速度；S40.求解高温磁流体流场参数；由于内嵌绝缘层1，不考虑霍尔效应与离子滑移效应影响，依据广义欧姆定律，电流密度矢量如下：，且，其中，为电场强度矢量；电导率由Fujino拟合模型求得，至此，控制方程封闭，得到添加碱金本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.高超声速飞行器主动磁控热防护装置，其特征在于，所述的高超声速飞行器主动磁控热防护装置包括绝缘层（1）、通电螺线管磁体（2）和浸渍碱金属热解材料层（4）；绝缘层（1）位于飞行器外壳（3）的钝前缘，绝缘层（1）的表面覆盖浸渍碱金属热解材料层（4），飞行器外壳（3）的空腔内固定通电螺线管磁体（2）；在高超声速流场中，飞行器外壳（3）的钝前缘出现脱体激波（5），通电螺线管磁体（2）通电，提供外加磁场；浸渍碱金属热解材料层（4）提供脱体激波（5）与飞行器外壳（3）钝前缘之间的导电流体；导电流体与外加磁场相互作用产生外推洛伦兹力，向外外推脱体激波（5），使得脱体激波（5）与飞行器外壳（3）的钝前缘之间的距离增大，减小飞行器外壳（3）钝前缘的壁面热流通量，实现飞行器外壳（3）钝前缘的热防护。2.高超声速飞行器主动磁控热防护装置的流场参数计算方法，其用于计算安装权利要求1所述的高超声速飞行器主动磁控热防护装置的飞行器外壳钝前缘的流场参数，其特征在于，包括以下步骤：S10.建立高温流场模型；所述的高温是指气流温度大于等于8000K；高温热化学非平衡流场控制方程如下：，其中，为守恒变量，分别为方向的对流通量项，分别为方向的粘性通量项，为化学反应相关源项即矢量热化学源项；S...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗仕超，张志刚，吴里银，胡守超，常雨，孔小平，李贤，黄成扬，吕明磊，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：