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2.西北工业大学燃烧热结构与内流场重点实验室, 西安 710072
2.Science and Technology on Combustion, Thermal-Structure and Internal Flow Laboratory, Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072, China
磁流体动力学(magnetohydrodynamicsMHD)是一门结合经典流体力学和电动力学的方法研究导电流体(等离子体、液态金属或电解液等)在电磁场中运动的规律及其相互作用的学科其中研究最为广泛的是与航空应用联系密切的等离子体与电磁场的相互作用.作为连续介质和电磁介质双重"身份"的磁流体具有很多普通流体没有的重要特性(吴其芬和李桦 2007)磁流体技术在航空工程中有着广泛的应用前景.
磁流体力学的发展历史最早可以追溯到1832年法拉第的开创性工作;1937年哈特曼对水银在磁场中的流动进行了定量实验;1942年阿尔文研究磁流体动力学波(即阿尔文波)推动了磁流体力学的发展,并获得诺贝尔奖正是阿尔文首次使用magnetohydrodynamics一词; Resler和Sears,(1957)还提出了磁控气动力学(magneto-aerodynamics)的概念指出可以利用磁控气动力学对通道中的导电流体进行加速或减速早期相关的研究论证了磁控气动力学控制的可能性.由于受当时电磁技术条件的制约,难以研制出适合机载的电磁设备使得磁流体技术在航空航天中的应用研究不多有关的研究主要集中在地面磁流体发电(居滋象等1998)以及采用磁流体加速的高焓高超声速风洞(Alferov 2000).
近年来,磁流体技术进一步发展成为国际航空航天领域的研究热点其起因是20世纪末俄罗斯Leninetz公司AJAX概念的提出(Gurijanov & Harsha 1996),该概念发动机采用磁流体能量旁路(MHD energy bypass)技术,能够扩展原有冲压发动机的使用范围. 此后许多国家的研究单位和学者围绕高超声速飞行器上存在的一系列问题开展了大量的磁流体技术应用探索研究(Chase et al.1998,Bityurin et al.2000,Kuranov et al. 2002,鲍文等2007,Lee et al.2007,李益文等2012). 目前,随着人工电离技术的进步各种新的等离子体产生方法正在发展之中,以及随着超导材料的研究发展轻质的碳纳米管超导材料在航空工程中表现出很好的应用潜力(Chapman et al.2003)使得运用磁流体效应控制飞行器外部和内部流动进入工程应用成为可能.
磁流体技术的应用,除作为磁流体能量旁路提高冲压发动机推进性能以外还包括高超声速飞行器头部热流控制(Romig 1964,李桦和田正雨2010)、进气道激波系控制(Macheret et al.2003,Vanwie & Nedungadi 2004,Wang et al.2009a,Su 2010,郑小梅等2010)、边界层转捩控制(Kimmel 2003,李益文等2016)、隔离段边界层分离控制(Zaidi et al.2006; Kalra et al.2007,2009; 苏纬仪等2011)、喷管推力矢量控制(Mikhail et al.2005,Wang et al.2009b)以及利用磁流体发电作为机载电源为飞行器机载设备提供电能等(Lineberry et al.2007,Takeshita et al.2008,高岭等2015). 近年来理论分析和数值模拟等研究工作证明了磁流体技术在高超声速飞行器及其动力装置上应用的可行性及优越性相关的原理验证性实验研究也取得了快速进展但受磁流体技术的复杂性及相关技术因素的制约总体来说相关研究尚处于探索研究阶段还有大量的基础问题有待研究解决. 国际上对磁流体技术的研究非常重视2005年美国将等离子体动力学列为未来几十年内保持空军技术领先地位的六大重点发展的基础研究领域之一;我国《国家中长期科学和技术发展规划纲要(2006--2020年)》将高超声速推进系统、磁流体及等离子体动力学等列为"面向国家重大战略需求的基础研究"中的"航空航天重大力学问题".
本文主要围绕磁流体技术在航空工程中的应用对磁流体技术的应用方式及主要研究进展进行了综述分析了磁流体技术应用过程中存在的关键科学与技术问题最后对磁流体技术的发展前景进行了展望.
2 磁流体技术的应用方式 2.1 磁流体能量旁路 2.1.1 磁流体冲压组合发动机--- AJAX随着飞行器飞行范围向高超声速区域扩展,来流马赫数提高气流在进气道中所需要进行的压缩程度不断增大,温度也随之不断升高一方面温度过高气体发生热离解不利于燃烧,另一方面燃烧室入口气流温度越来越逼近燃烧室中的最高加热温限这就限制了可向燃烧室加入的热量,从而导致发动机的单位推力急剧降低.传统的通过激波作用控制气流的方法显然在速度控制和温度控制的选取上不可兼得这就需要寻找新的解决方法以克服发动机在高超声速区域性能降低的难题.
为了使冲压发动机在更宽广的飞行范围内工作俄罗斯Leninetz公司研究人员提出了磁流体冲压组合发动机---AJAX概念(Gurijanov & Harsha 1996)其核心思想是磁流体能量旁路,如图 1所示磁流体能量旁路由磁流体发电和磁流体加速两个核心动力学过程组成其基本原理是利用磁流体发电从发动机入口前的高焓气流中提取部分能量转变为电能,降低气流的速度和温度将提取出来的能量通过磁流体加速重新注入燃气中,使燃气加速由于进气道中气体的部分动能可以不用经过燃烧室就可以转化为喷气流的动能,该方法被称之为磁流体能量旁路.采用磁流体能量旁路的磁流体冲压组合发动机通过磁流体发电使进入发动机的气流速度、温度降低使发动机在更高的飞行马赫数下工作并通过磁流体加速进一步增大发动机排气速度,增大推力提高发动机性能.
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| 图 1 AJAX概念示意图(Gurijanov & Harsha 1996) |
其中,磁流体发电的工作原理如图 2(a)所示其基本原理仍然是法拉第电磁感应定律它的工作介质是电离的导电流体(等离子体)导电流体在磁场中高速流动时切割磁力线产生感应电动势,从而产生电能.由于无需经过机械转换环节,所以称之为"直接发电"也称为"等离子体发电技术". 磁流体加速是磁流体发电的逆过程,如图 2(b)所示,当导电流体中通以电流时在磁场的作用下产生洛仑兹力使流体加速.
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| 图 2 (a)磁流体发电原理示意图,(b)磁流体加速原理示意图 |
在AJAX的基础上,美国NASA格林研究中心的Blankson和Schneider(2003)提出了一种利用磁流体能量旁路与传统涡轮发动机组合实现高超声速发动机的研究方案该方案计划使涡轮发动机的工作范围从马赫数3扩展到马赫数7. 众所周知涡轮发动机只适用于马赫数0 ~ 3范围内使用随着飞行速度的增大,涡轮发动机压气机进口温度越来越高压气机的换算流量、换算转速下降,推力急剧下降. 此外由于来流空气温度很高,涡轮叶片限制了它的最高温度燃烧室的温升很小. 此时,传统的涡轮发动机不能满足要求.
磁流体涡轮组合发动机方案如图 3所示磁流体涡轮组合发动机由磁流体发电通道、磁流体流动控制通道、涡轮发动机、等离子体发生器、拉瓦尔喷管、磁流体加速通道、扩张喷管等组成.
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| 图 3 磁流体涡轮组合发动机示意图(Blankson & Schneider 2003) |
当来流马赫数大于3后,由于气流温度还不足以使空气产生热电离,此时需要对气流进行非平衡电离再利用磁流体发电通道从高焓气流中提取部分能量气流经磁流体发电通道后,速度下降到马赫数3以下进入燃烧室的气流总焓减小,向燃烧室可加入的热量增大涡轮发动机仍能有效工作;并通过磁流体流动控制通道对气流实施主动流动控制使进入发动机的流场符合发动机的工作要求,提高进气道非设计状态性能.提取的能量转化为电能后,一方面可以为机载用电设备提供电能另一方面用于拉瓦尔喷管后的磁流体加速通道,进一步提高喷管排气速度.由于燃烧室后的燃气温度较高磁流体加速通道中燃气的电离可以通过喷射碱金属电离种子实现.
2.2 磁流体发电磁流体发电除了与磁流体加速组成磁流体能量旁路用于扩展发动机的使用范围以外在高超声速飞行器上还有许多其他应用方式.对于以冲压发动机为动力的高超声速飞行器由于冲压发动机没有旋转部件,无法采用传统发电方法对外输出电能飞行器通常采用携带蓄电池的方式解决电能来源问题一般供电时间在几百秒左右,对于长时间的飞行则存在蓄电池体积重量大的问题,特别是随着飞行器机载设备的不断增大要求电源功率不断提高. 因此如何在飞行器上实现高功率长时间电能输出是一个新的课题.
利用燃烧室后的高温燃气进行磁流体发电可以解决由于冲压发动机没有转动部件而不能发电的问题.由于磁流体发电功率密度高,可以满足机载用电设备高功率的要求. 如图 4所示,在燃烧室后嵌入磁流体发电通道或飞行器自身携带磁流体发电系统、或在飞行器表面实施磁流体发电(Macheret et al.2002,Bityurin et al.2006,Moeller et al.2008).
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| 图 4 磁流体发电在高超声速飞行器上的潜在应用(Vanwie, Nedungadi 2004).(a)AJAX类型,(b)燃烧室后磁流体发电,(c)携带磁流体发电系统,(d)表面磁流体发电 |
普林斯顿大学Miles等(2005)等还提出的反向能量旁路概念,如图 5所示,与AJAX概念中能量传递的方向相反磁流体发电通道布置在冲压发动机燃烧后提取的电能用于头部能量注入减阻、进气道激波系磁流体流动控制、等离子体虚拟唇口控制、磁流体边界层分离控制、微波助燃等达到提升飞行器性能的目的.
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| 图 5 磁流体反向能量旁路概念(Miles et al.2005) |
(1) 早期小型高焓高马赫数风洞
磁流体加速技术的研究最早可以追溯到20世纪50年代末,Wood和Carter(1960)、Demetriades和Ziemer(1962)提出等离子体在洛伦兹力的作用下可以用于航天推进相关的研究表明: 平衡以及非平衡等离子体都能得到有效加速. 进一步美国空军阿诺德工程研究中心的Ring(1964)以及NASA兰利研究中心的Wood等(1964)提出对电弧加热后喷出的气体进行磁流体加速是一种非常好的非热力加速方法,加入的能量可以使气流的速度增大并提高气流总压. 其研究指出:采用电离种子(如K2CO3粉末)辅助电离提高气体电导率后气体甚至可以被加速到高超声速. 期间正值航天登月技术等研究广泛开展美国、俄罗斯等针对该项技术开展了大量的研究其目的是研制高焓高马赫数风洞.
(2) 复现飞行条件的长运行时间大型高超声速磁流体加速风洞
对于传统的高超声速风洞,由于受热交换器材料的限制电热式、储热式加热空气的温度难以超过2 000 K使得试验气体总温度进一步提高受到限制(除此之外喷管喉部烧蚀问题也限制总温度的提高);燃烧加热温度则难以超过3 000 K,提供的试验气体为受污染气体组分发生改变,不能满足洁净空气要求.对于激波风洞、活塞风洞和热冲风洞等,存在试验时间短的问题不能满足如推进试验的要求(秒量级或更长时间). 因此现有的高超声速风洞,在长时间飞行复现方面存在不足均无法满足温度(高总温)、压力、速度和化学组分(洁净空气)等试验参数同时匹配的要求(姜宗林等2012,吴根等2014).
20世纪美国、俄罗斯建设的小型高焓磁流体加速风洞设备由于其采用电弧加热方式提供高温气体,加热器运行总压较低必然导致测试段气体的静压很低(Lipinski et al.1999); 更重要的是需要向气流中加入碱金属电离种子,使试验气体达到必要的电导率而电离种子是具有腐蚀性、可导电的污染物,对于推进试验来说必然会影响空气的热力性质和燃烧反应速率; 此外由于其采用平衡电离方式,需要气体温度高于2 500 K以上该温度条件气体已经开始发生离解,显然,温度越高试验气体组分与实际空气组分偏离越大.
随着人工电离技术的进步,特别是非平衡电离技术的快速发展使得对低温超声速气流进行非平衡电离成为可能如果在较低的温度下(低于2 500 K),不需要添加其他物质能够实现导电流体的产生则可以避免气体组分污染或严重改变的问题(Anderson et al.2000)这将为发展能够复现飞行条件的磁流体加速风洞提供新的技术途径.
磁流体加速风洞的基本原理如图 6所示:气流经喷管膨胀到一定的马赫数条件后,把外界电磁能注入到气流中通过磁流体加速方式把一部分能量直接转变为气体动能(加速超声速气体)一部分转化为焦耳热,焦耳热则可通过扩张段膨胀转变为气体动能在扩张段出口得到需要的试验气流.
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| 图 6 磁流体加速风洞及其基本原理.(a)传统加热式高超声速风洞(b)基于电磁能量的磁流体加速风洞 |
磁流体加速风洞的优势是: 由于能量在喉道下游注入可以有效克服现有高超声速风洞存在的喉道烧蚀问题. Zhukov等(2006)、Aleksandrov等(2007)的研究表明非平衡电离过程中产生的等离子体低温条件下电子、离子的复合时间在1us左右即等离子体经扩张段运动几个到几十个毫米后,气体复合转变为中性气体因此,试验气体的化学组分基本不会发生改变能满足风洞试验对洁净空气的要求. 同时由于磁流体加速风洞能量来源于电能,只需电能输入功率满足要求理论上可以长时间运行.
2.3.2 磁流体推力矢量控制美国普林斯顿大学Mikhail和Sergey(2005)提出利用磁流体加速实现高超声速飞行器喷管推力矢量控制的方案其基本原理如图 7所示,在发动机喷管内安装多个电子束发射装置通过电子束电离燃气,带电粒子在电场的作用下运动产生电流电流方向与磁场方向互相垂直,产生的洛仑兹力实现对燃气的加速.通过控制安装在喷管内的不同位置的电子束发射装置使两侧的气流速度不同,产生的推力大小也不同,从而实现推力矢量控制.
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| 图 7 磁流体矢量控制(Mikhail & Sergey 2005) |
对于高超声速进气道,在设计上面临诸多挑战存在边界层转捩、摩擦阻力、激波损失、唇口激波与激波的相互作用、激波与边界层相互作用、隔离段的分离及压力控制等问题如图 8所示磁流体流动控制技术为解决其中的问题提供了一种新的技术手段如进气道激波系调控、边界层转捩控制、边界层分离控制、传热控制等其基本的原理都是利用导电流体在磁场中受到洛伦兹力的作用产生对流场的气动激励作用.
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| 图 8 高超声速进气道面临的挑战及其策略(Vanwie & Nedungadi 2004) |
对于进气道激波系调控主要是通过磁流体技术改变高超声速飞行器非设计马赫数下激波系的位置或者是实施大体积的放电,通过磁流体加速或减速对流场品质进行调控.如图 9所示其目的是增大非设计马赫数下进入进气道气体的流动品质如增大捕捉空气流量及压缩比等,从而提高非设计马赫数下进气道的性能.与传统的流动控制相比较采用磁流体流动控制可能更好的解决在进气道设计中存在的挑战与困难可以在没有复杂机械调节装置的情况下,实现对气流的主动流动控制可大大扩展固定几何发动机的运行范围,提高推进系统性能.
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| 图 9 进气道激波系调控.(a)大于设计马赫数(b)小于设计马赫数(Vanwie & Nedungadi 2004) |
在高超声速飞行条件下,边界层转捩问题突出对高超声速进气道的效率影响很大如进气道内存在严重的激波边界层干扰流动需引入人工转捩技术来促进湍流以抑制边界层分离(解少飞等2015,罗纪生等2015). 此外,超声速进气道压缩面拐角处或隔离段内通道固壁表面往往形成相当厚度的边界层该边界层与进气道内的逆压梯度或与激波相互作用严重时会引起边界层分离,导致进气道流量捕获减小或进气道不起动.边界层磁流体流动控制的基本原理是,通过对边界层气体电离如直流放电、脉冲放电、微波放电等通过施加磁流体加速或减速洛伦兹力(图 10)对边界层气体施加周期扰动或改变边界层动量分布激发涡流促进边界层转捩,或减小分离尺度,改善进气道流场品质.
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| 图 10 边界层分离流动控制 |
飞行器高速飞行时,由于激波的强压缩和黏性耗散效应头部区域激波层及边界层内的气体温度急剧升高并使部分气体电离产生等离子体. 采用磁流体热流控制可以改变近壁面流动的物理量梯度,使热流量重新进行分配将驻点处的过多的热量转移到周边地区,从而降低驻点处的壁面热流密度.
3 主要研究进展 3.1 磁流体能量旁路AJAX作为一种新概念的高超声速动力装置该概念的提出受到了国际航空航天大国的高度关注.美国空军、NASA等对AJAX概念及其相关技术表现出浓厚的兴趣并合作开展了一系列的研究.NASA还提出采用吸气式磁流体能量旁路组合发动机的单级入轨运载系统方案用于可重复使用的空间运载系统,其目的是为了降低有效载荷的运输成本.意大利、日本、澳大利亚、德国、韩国、印度等相继开展了相关研究.
磁流体能量旁路技术在组合发动机中的应用,受现有技术成熟度的限制相关研究主要集中在理论分析和数值模拟方面仅开展了相关磁流体发电及磁流体加速原理实验验证.受理论建模、计算模型和算法的制约早期对磁流体冲压组合发动机的研究进展较慢主要工作集中在针对可行性研究以及简单参数研究的准一维流路计算和近似的三维数值模拟研究等. Ramon等(1999)、Bityurin等(2000)、Litchford等(2001)、Tang等(2006)、吕浩宇(2008)、李益文(2011)对AJAX进行了热力学和动力学分析相关的理论研究证实了磁流体能量旁路技术在原理上是可行的热力循环分析表明磁流体技术的应用可以大大扩展原有冲压发动机的使用范围如图 11所示.
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| 图 11 不同焓提取率下单位推力与飞行马赫数的关系(李益文2011) |
关于AJAX性能的细致研究方面,Kuranov和Sheikin(2003a2003b)采用准一维计算模型分析了法拉第型和霍尔型发电通道的发电效率及其对磁流体能量旁路超燃冲压发动机性能的影响.其性能取决于磁流体发电通道的类型、进气道特性、负载系数、霍尔系数、等离子体发生器参数以及流动参数等法拉第型磁流体发生器能够提取更多的电能而霍尔型磁流体发生器比法拉第型磁流体发生器更能有效地提高磁流体旁路超燃冲压发动机的比冲.Sheikin和Kuranov(2004)更进一步的对AJAX性能的原理和机理进行了探讨分析表明AJAX性能提高的根本原因是磁流体系统改善了超燃冲压发动机入口的流动特性,减小了总压损失;同时也分析了非平衡电离所需能量与比冲之间的关系电离能的增大将会使比冲减小. 日本的Kaminaga等(2003)采用一维方法分析了AJAX的推力特性. 其研究表明: 马赫数越高推力特性越好,由于磁流体发电通道提取了燃烧室入口的总焓从而提高了燃烧室内燃烧所释放能量的效率; 当马赫数下降时推力特性随之下降,由于受到燃烧室热阻塞的约束所能向燃烧室加入的能量也下降.
国内北京航空航天大学吕浩宇(2008)应用准一维流路分析模型对发动机内磁流体发生器的入口条件进行了分析提出了确定磁流体发生器入口条件的准则,研究表明为了降低燃烧室入口的温度,扩大内磁流体发生器入口马赫数的范围并且获得较高的焓提取率,应提高内磁流体发生器的负载因子增大其入口马赫数. 哈尔滨工业大学于达仁等(2007)对AJAX进行了研究从能量旁路系统技术实现的角度,分析AJAX中能量注入方式的缺点并在AJAX的基础上,改用电弧式能量注入方式提出一种用于高超声速推进的MHD-Arc-Ramjet联合循环发动机热力分析表明: MHD-Arc-Ramjet联合循环的单位推力与AJAX是相当的;由于前者可以在更高的温度下进行能量注入其在单位推力方面是具有优势的.
对于磁流体涡轮组合发动机NASA格林研究中心正在考虑进行地面示范验证试验计划,在数值模拟方面Blankson和Schneider(2003)对其可行性进行了数值计算主要针对磁流体发电通道出口气流是否能满足后续发动机工作要求进行研究.开展的案例计算表明(图 12): 消耗的电子束能量为0.11 MW提取电能1.5 MW,气体动能减小3.2 MW马赫数3的气流在负载系数为0.5时可以降低到马赫数2.6磁流体发电通道能实现自维持工作模式即提取的一部分电能可以反过来用于气体的电离.
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| 图 12 (a)出口马赫数与负载系数之间的关系(b)提取电能、动能减少量与负载系数之间的关系(Blankson & Schneider 2003) |
无论是磁流体冲压组合发动机AJAX,还是磁流体涡轮组合发动机其最大的关键在于磁流体发电.其核心的动力学过程都是通过磁流体发电从高焓气流中提取能量转换为电能改变气流的热力学性能参数,使进入发动机的气流温度、速度降低以满足发动机在更高飞行马赫数下工作的要求;其关键问题在于磁流体发电能够从高焓气流中提取出多少能量只有从高焓气流中提取出足够多的能量才能使气流温度、速度降低到满足发动机工作要求的水平; 此外只有当磁流体发电通道实现自维持工作即当电离所消耗的能量(用于辅助电离)小于功率提取所得能量时磁流体发电通道才能连续稳定工作.
此外,磁流体能量旁路在工程应用中还面临诸多实际问题对于进气道磁流体发电,当飞行马赫数Ma＞12时由于强烈的气动加热作用,可以通过平衡电离的方式达到电离状态. 当Ma＜12时,进气道内气体静温达不到热电离(不加电离种子)所需的温度气体的电离需要采用人工辅助电离,当气体温度大于2 500 K时采用加入电离种子的方式可以使高温气体产生电离该方法在传统的燃煤、燃油磁流体发电中得到了成功的应用但是该电离方法很难用于飞行器进气道内的磁流体发电通道主要原因如下:
一是对于如AJAX概念,进入磁流体发电通道内的气流静压在10.1 kPa量级、温度在几百开量级即使采用平衡电离效果非常好的电离种子铯电导率也无法达到所需的要求;二是电离种子与超声速气流的均匀混合在技术上存在很大的困难;三是由于温度梯度的原因,使得边界层电导率大于主流区电导率导致边界层处电极短路,使磁流体发电通道性能急剧降低. 因此磁流体能量旁路技术的应用超声速气流的电离必须考虑采用非平衡电离方式目前研究较多的是采用电子束电离或高压脉冲电离方式.
3.2 磁流体发电关于磁流体发电,早在20世纪80年代前苏联、美国和中国等针对提高燃煤或燃油的发电效率开展了相关研究中国科学院电工所开展了燃煤开环磁流体发电的研究在国内具有很好的磁流体发电研究基础(居滋象等1998)研究的主要目的是计划通过磁流体-蒸汽联合循环提高燃煤发电厂的热效率但由于磁流体发电通道在工程应用中存在工作时间短、难以维护等缺点、以及超临界蒸汽循环技术的进步使得该研究逐渐淡出. 近几年来,在电力领域李建等(2010)利用海水潮汐能开展磁流体发电是一个重要的发展方向.
俄罗斯科学院高温研究所是磁流体发电研究的代表性单位针对在航空航天中的应用开展了系统的研究,取得了丰富的研究成果.Bityurin等(1996)创新性地提出了机载磁流体功率提取的概念并对机载磁流体功率提取的可行性进行了评估讨论了影响机载磁流体功率提取的因素; 2003年为了评估高功率、小型化、轻质量磁流体功率提取的可行性和商业使用前景(Bityurin et al.2003),利用氢/氧混合气开展燃烧室后磁流体功率提取实验研究采用碳酸钾作为电离种子,磁流体发电通道入口马赫数为2.4总温3 500 K,压力3.03×10-5Pa.采用分段法拉第型磁流体发电通道测试得到的开路电压和预期效果很接近但是闭路电流和预期结果差别很大,发电功率最大为0.3 kW初步认为是由于漏电损失、近壁面温降和霍尔效应等的影响造成.
2001年美国空军研究实验室为了评估磁流体发电技术在高超声速飞行平台上使用的可行性联合LyTec公司、田纳西州立大学、Pratt & Whitney公司(P & W)、联合技术研究中心(UTRC)、马歇尔空间飞行中心(NASA MSFC)等单位开展了高超声速飞行器电源系统(hypersonic vehicle electric power system,HVEPS)五年计划(Lineberry et al.2006,2007;Daiki et al.2007; Moeller et al.2008)LyTec公司提出了独立型磁流体发电和嵌入式磁流体发电两种方案独立型磁流体发电系统如图 13所示采用独立的燃料系统、高温高压燃烧室、喷管、磁流体发电通道等;嵌入式磁流体发电系统如图 14所示磁流体发电通道嵌入到超燃冲压发动机燃烧室后与推进系统内流融为一体.
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| 图 13 独立型磁流体发电系统方案(Moeller et al.2008) |
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| 图 14 嵌入式磁流体发电系统方案(Lineberry et al.2006,2007) |
2006年,嵌入式磁流体功率提取实验在UTRC的超燃冲压发动机上完成采用氢气作为燃料,空气和氧气作为氧化剂,NaK作为电离种子种子的含量为2.5%在磁流体功率发电通道进口总温2985 K、出口马赫数2.055、电导率11.99 S/m、磁感应强度1.21 T的情况下采用斜框型磁流体发电通道,功率密度达到11.76 MW/m-3/T提取的功率峰值达到14.8 kW分析认为冲压发动机下游的磁流体发电通道对发动机的运行状况基本没有影响.
独立型磁流体功率提取实验于2007年完成这种高能量密度的磁流体发电能够提供20 ~ 500 MW的脉冲功率但由于以前该技术只在地面进行过测试运行对体积和重量没有过多的要求,在HVEPS研究计划中主要是评估该技术在高超声速飞行平台上应用的可行性.独立型磁流体功率提取系统采用JP7做燃料,氧气作为氧化剂并在煤油中添加15%的铝粉,K2CO3作为电离种子种子的含量为2%. 磁流体发电通道入口总温3 115 K,马赫数1.996电导率16.78 S/m,采用霍尔型磁流体功率提取通道当峰值磁场强度为1.58 T时,功率峰值达到6.03 kW.Rhodes等(2012)分析认为独立型磁流体功率提取实验系统能够满足机载发电的要求.
HVEPS研究计划初期工程评估认为,两种方案各有所长独立型磁流体发电系统的重量和体积比嵌入式磁流体发电系统具有优势而嵌入型磁流体发电系统具有不需额外的燃料系统的优势;两种方案都有工程应用前景因为方案的选择还需根据不同的任务和所需的时间来确定分析认为当发电时间小于320 s时独立型磁流体发电系统的重量较轻(约为嵌入型磁流体发电系统重量的50%)当时间大于320 s时,嵌入型磁流体发电系统在重量上占优势.
美国航太公司(JP Aerospace 2014)从2010年开始针对磁流体发电系统小型化开展了大量的研究该公司采用固体火箭发动机做高温气源,永久磁铁提供磁场实验系统总体构造如图 15(a)所示,采用的通道为斜框型热壁通道电极结构如图 15(b)所示,实验测得的开路电压如图 15(c)所示,电压峰值为6.19 V. 此外该公司还开展了基于等离子体火箭发动机的磁流体功率提取实验研究并于2014年开展了30 km高空基于等离子体火箭发动机的磁流体发电实验研究.
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| 图 15 磁流体发电系统小型化研究.(a)实验装置,(b)发电通道(c)提取的电压(JP Aerospace 2014) |
2015年美国空军SBIR/STTR计划(小企业创新研究计划/小企业技术转让计划)项目指南中透露的高超声速飞机若干指标其中,高超声速飞机的电力要求为: 马赫数5 ~ 6、高度15 km以上、巡航30 ~ 60 min功率要求不小于1 MW. 在高速巡航状态飞行器的电力可能产生方式主要包括: 通过高温冲压空气或引气发电以及利用热电、磁流体发电等方式. 由于高功率和长时间的要求电池方案不予考虑. 目前,从高功率、推力损耗、总体设计等因素考虑磁流体发电或许是最有竞争力的方案.
对于表面磁流体发电,在AFOSR与DARPA的资助下普林斯顿大学与明尼苏达州立大学等合作提出利用绕再入飞行器表面的高温气流进行磁流体发电(图 16)并把提取的能量用于减阻与增升(Miles et al.2005). 计算表明:在高度45 ~ 60 km、飞行速度6 ~ 7 km/s、磁场强度0.2 T的条件下面积为1 m-2的磁流体发电面板,可以实现从飞行器表面3 ~ 5 cm厚的边界层中提取兆瓦级的功率. 研究还表明:在飞行器头部注入800 kW的能量可以显著改变飞行器头部表面的压力分布,阻力减小15%,提高推阻比.该计算模型中,阻力功率为220 MW,15%即为33 MW即通过消耗800 kW的功率,可以增大33 MW的推力减阻增推效果非常明显.
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| 图 16 再入飞行器表面高温气流磁流体发电(Miles et al.2005) |
俄罗斯高温科学院开展了表面磁流体发电实验研究(Bityurin et al. 2005),计算结果表明当飞行高度为30 km、马赫数为7时采用0.3 T的磁场强度能够提取30%的能量该方法有可能成为一种非常有效的机载电源(图 17). 需要注意的是Bityurin等(2006)开展的表面磁流体发电实验与二维数值模拟研究认为磁流体发电中近电极现象还远远没有得到认识该问题可能是今后进一步发展中需要重点研究的问题.
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| 图 17 俄罗斯高温科学院表面磁流体发电(Bityurin et al.2005) |
此外,日本东京工业大学在盘式磁流体发电方面也开展了大量的实验研究采用激波风洞系统性的开展了实验及数值模拟工作(Murakamia & Okuno 2008),典型的研究工作如图 18(a)和图 18(b)所示采用无旋渐扩型盘式磁流体功率提取通道出口处横截面积和喉道处面积比为2.65阳极处(r=47.5 mm)马赫数为1.68阴极处(r=77.5 mm)马赫数为2.75,电离种子铯通过电加热方式以蒸汽的形式进入到被驱动段,电离种子的注入量约为2%在温度2 150 K,磁感应强度4 T的情况下功率密度高达0.76GW/m-3,等熵效率为51%,焓提取率达到17%并开展了一维和二维数值模拟研究.
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| 图 18 盘式磁流体功率提取通道.(a)盘式磁流体功率提取通道结构(b)盘式磁流体功率提取通道实物(Murakamia & Okuno 2008) |
20世纪60年代,美国、俄罗斯开展了磁流体加速技术研究其目标是建立一套小型高超声速实验设备,并为空间推进等积累相关经验.基于磁流体加速技术研制的高超声速风洞,其原理和结构基本都有如图 19所示的特征: 气体加热至3 500 ~ 4 000 K添加电离种子,气流经超声速喷管后膨胀至马赫数1.8 ~ 2.5然后进入分段法拉第型磁流体加速通道,通道电极数为30 ~ 120对,磁场强度为1.5 ~ 5 T,通过洛伦兹力加速气体;磁流体加速通道后连接扩张喷管,气流在该喷管中马赫数由3 ~ 4增大到15 ~ 20,静焓转变为速度.美国NASA兰利研究中心开展的试验首次验证了高密度等离子体在洛仑兹力作用下的加速作用实验工作介质采用N2+ Cs,加速器长30 cm截面积2.54 cm-2,由24对电极组成在360 kW、1.1 T的运行条件下,速度由2 km/s增大到6 km/s;由于风洞出口尺寸很小,不便于开展气动测试一般用于航天器材料热烧蚀等研究工作. 此外美国航天集团与通用电气公司也开展了类似的磁流体加速实验研究.
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| 图 19 基于平衡电离磁流体加速的高超声速风洞示意图(1-加热器2-混合室,3-种子注入,4-初级喷管,5-磁流体加速器,6-第二级喷管7-试验段)(Alferov 2000) |
同时期俄罗斯中央空气动力研究院(TSAGI)研制出小尺寸的磁流体加速实验设备采用同轴电弧加热器(200 ~ 300 kW)把空气加热到3 700 K总压为0.3 MPa,电离种子采用NaK金属加速通道长0.5 m、截面积2.5 × 1.15 cm-2、加速通道扩张角1°通道由80对相互独立的电极组成,输入功率1 MW,磁场强度2.5 T加速通道(图 19 中5)出口速度达到6.5 km/s气流经扩张段(图 19 中6)再次膨胀加速,速度达到9.5 km/s. 该加速通道采用热沉设计,运行时间不长于1 s,目前该磁流体加速风洞还可以运行继续为航空航天高超声速技术研究与发展提供试验服务(Litchford et al.2002).
从1995年开始美国NASA、国防部(DOD)、能源部(DOE)、科学基金会(NSF)于1995年资助开展基于磁流体技术的先进高超声速风洞---MARIAH(magnetohydrodynamics accelerator research into advanced hypersonics)研究计划(Simmons et al.1998). 同时期在美国空军阿诺德工程发展中心(AEDC)以及空军研究实验室(AFRL)的资助下从1992年开始联合普林斯顿大学、俄罗斯中央空气动力研究院(TSAGI)、劳伦斯利弗莫尔国家实验室(LLNL)、桑迪亚国家实验室(SNL)等单位开展了基于辐射驱动的高超声速风洞--- RDHWT(radiatively driven hypersonic wind tunnel)研究计划(Miles et al.1994).以上两个研究项目都是为了研究马赫数8以上时长试验时间复现高超声速风洞面临的问题其目标是为美国设计高超声速试验评估与考核设备提供技术标准及支撑后续两个项目合并成RDHWT/MARIAH风洞项目(Wilson et al.2004)(图 20).
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| 图 20 RDHWT/MARIAH风洞(Wilson et al.2004) |
对于该复现风洞的运行原理,首先通过高压气源储存压力能然后采用辐射加热方式对喷管后的超声速气流加热后续再利用非平衡电离磁流体加速方式进一步提高气流总压和总焓该风洞理想运行过程焓-熵图如图 21所示. 通过逐级的能量注入可以减少对各级设备的性能要求,如有效减少高压气源储气压力降低喷管后超声速气流的辐射加热温度对磁流体加速的功率需求也将减小;同时也将扩展磁流体加速风洞能够复现的高超声速飞行范围. 其中磁流体加速通道的非平衡电离方式采用电子束电离.
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| 图 21 RDHWT/MARIAH风洞运行过程焓熵图(Wilson et al.2004) |
该风洞试验段直径1.5 ~ 2 m,长6 m,Ma=8~15动压在24 ~ 96 kPa,能够实现清洁空气长时间运行.该风洞研制计划分4个阶段: 第1阶段, 1998--2004年验证试验与评估条件,发展支持设备的合适技术,包括研究高压气源(图 22)和能量注入方法(图 23); 第2阶段, 2003--2005年采用试验与计算方法研究各系统集成的可行性和性能分析; 第3阶段2006--2009年,中等尺寸的高超声速试验与评估风洞建设; 第4阶段满足飞机尺度试验要求的大尺寸高超声速试验风洞建设. 目前该项目已实现超高压气源和电子束加热可行性原理验证磁流体加速研究主要由普林斯顿大学负责,采用电子束对超声速气流电离从公开的文献看,实验研究尚未开展(Ring et al.2002).
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| 图 22 超高压气源装置(Ring et al.2002) |
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| 图 23 电子束电离及加速设备(Ring et al.2002) |
国内空军工程大学李益文等(2011)利用激波风洞,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电离种子K2CO3粉末实现高温条件下导电流体的产生,采用大电容提供电能开展超声速气流磁流体加速初步实验研究(图 24)在喷管入口总压0.7 MPa、总温8 372 K磁场强度约0.5 T、电容充电电压400 V的条件下超声速气流的电导率约125 S/m,输入电能的平均功率198 kW电效率约28%,速度增大约为15%实现了磁流体加速的初步原理实验验证.
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| 图 24 磁流体加速实验系统及加速效果(李益文等2011) |
关于磁流体加速的性能,前期的理论分析和实验研究表明(Chase et al. 1999): 磁流体加速通道中存在流体边界层电流短路现象即哈特曼效应(Hartmann effect).哈特曼效应的存在使得加速通道的截面上温升最剧烈处发生于壁面附近不利于通道壁面的安全和能量的转换利用进而影响了磁流体加速器性能的提高. 此外,值得注意的是关于磁流体加速的机理,国际上学者对此持不同的见解有的学者认为磁流体加速的结果并非洛仑兹力的主要作用而是磁流体加速器中放电产生的热量的作用结果由于受电能注入方式、通道结构形式、工作介质特性等多方面因素的影响通道内的电磁流动特性非常复杂,因此磁流体加速通道内的物理机理仍然是一个可以更深入研究的课题.
3.4 磁流体流动控制 3.4.1 进气道激波系调控将等离子体引入到激波控制领域的创新思想,需要追溯到俄罗斯Gordeev等(1996)在《Fluid Dynamics》期刊上发表的研究论文.该文发表后便引起了国际上激波控制领域内学者们的广泛关注纷纷开展研究工作,采用不同的技术路线,在不同的风洞实验条件下开展了初步实验探索研究,并在验证激波控制效果的同时逐渐认识到深入分析其内在机理的重要性.
对于进气道激波系的调控,从实现手段来看,可以分为两类:一类是对超声速气流全部电离通过洛伦兹体积力作用控制进气道全部气流,实现激波系的调控;另一类是通过电离边界层气体,(在磁场的作用下)改变边界层分布特性从而实现对激波系的调控.
俄罗斯学者Bobashev等(2002)基于激波管开展平衡电离磁流体流动控制实验研究对磁场作用下导电流体的流场变化情况进行了研究,这属于第一类研究.Vanwie和Nedungadi(2004)把它也归结为大尺寸磁流体流动控制.该实验工质采用稀有气体氙,气体总温9 800 K理论电导率高达3 200 S/m,当B=-1.3 T时不同洛伦兹力作用下的实验段纹影如图 25所示对比顺、逆气流方向洛伦兹力作用下的激波角发现洛伦兹力作用改变了入口气流的马赫数,同时由于霍尔效应的影响上下流场出现不对称分布.
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| 图 25 不同方向洛伦兹力作用下的激波纹影.(a)加速洛伦兹力作用(b)减速洛伦兹力作用(Bobashev et al.2002) |
该实验证明了通过磁流体作用控制进气道激波的可行性但是由于平衡电离所需的温度太高难以应用于真实飞行环境中的冲压发动机进气道控制. 为此美国普林斯顿大学Shneider等(2003)、Macheret等(2004)提出一种基于非平衡电离的磁流体进气道激波控制方法利用电子束对超声速气流进行电离(图 26)利用前体压缩面的电极维持电流,磁体布置在前体内.当马赫数大于设计马赫数时,通过合理参数选择可以增大空气捕获量并减小总压损失; 但对于马赫数小于设计马赫数时由于焦耳热的作用反而使空气捕获量减小,总压损失增大.
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| 图 26 (a)基于电子束电离的磁流体激波系示意图(b)非设计状态控制马赫数分布图(Shneider et al.2003,Macheret et al.2004) |
俄亥俄州立大学Nishihara等(2003,2004)采用纳秒脉冲-直流组合放电开展了非平衡电离磁流体流动控制实验及数值模拟研究纳秒脉冲电源峰值电压64 kV、脉宽4 ns、频率100 kHz.马赫数4超声速气流条件下,组合放电产生的等离子体电导率为0.1 S/m在加速洛伦兹力的作用下实验段静压上升了11%在减速洛伦兹力的作用下上升了19%(图 27). 分析认为:受电导率限制,实验段的焦耳热作用明显导致加速洛伦兹力作用下的实验段静压上升.
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| 图 27 不同方向洛伦兹力作用下的压力测试结果(Nishihara et al.2003,2004) |
空军工程大学樊昊(2015)等采用电容耦合射频放电方式开展的非平衡电离磁流体流动控制实验研究表明:在负载功率35 W、磁感应强度1.7 T条件下开展了磁流体流动控制实验研究. 由于焦耳热作用显著加速洛伦兹力作用时,静压上升了130 Pa,马赫数减小了0.38;减速洛伦兹力作用时,静压上升了200 Pa,马赫数减小了0.58(图 28). 从测试结果看,由于放电注入的电能转化为焦耳热时需要先转化为分子振动能量,然后分子振动能量释放转化为焦耳热.但是由于磁流体通道长度短(40 mm),气流经过通道时间很短注入的电能转化为分子振动能后在磁流体通道内来不及释放导致直流放电在通道内的焦耳热作用有限,静压变化很小. 从理论上讲在气体流量不变的条件下,超声速气流速度增大将导致静压降低而焦耳热作用则会导致速度降低、静压升高.加速洛伦兹力作用下静压的上升是加速效应和焦耳热共同作用的结果.
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| 图 28 不同方向洛伦兹力作用下的压力测试结果(樊昊2015) |
对于边界层激波系控制方面的研究,俄罗斯科学院高温研究所Leonov等(2005,2008,2012)从2003年开始对表面放电等离子体气动激励激波控制进行了系统研究并将其基本原理概括为: 热、磁流体、电流体(EHD)三种作用.利用PWT-10实验系统研究了低气压马赫数2超声速气流下表面直流放电特性,实验结果表明在放电功率1 ~ 4 kW 的条件下,激波位置前移,激波强度减弱通过高速CCD得到放电细丝的周期性变化规律,提出"准直流"放电模型并推导出超声速下等离子体型面角度的计算公式进一步研究发现通过磁场可以有效控制高速气流下的放电细丝的运动并提高放电能量效率;并利用表面等离子体气动激励成功完成了平面诱导斜激波、斜激波位置前移、控制后壁面台阶与凹腔处流动分离等原理性验证实验(图 29).
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| 图 29 电弧放电控制激波的实验(Leonov et al.2005) |
Leonov与欧洲导弹集团的Falempin等(2015)合作开展了基于表面等离子气动激励的二维三激波压缩斜面大尺寸进气道模型流动控制实验研究.进气道模型设计马赫数为2.0利用英国T-313超声速风洞分别研究了在马赫数2.53.0情况下等离子体气动激励的流动控制效果,图 30为放电功率6.5 kW激励作用下来流速度马赫数3条件下有无激励时的激波纹影与马赫数云图可以看出等离子体层的作用使得压缩面形状重构将两激波结构转变为单激波并重新交于唇口尽管壁面放电区域静压有所增大但通过进气道内的测压排管测量表明流场静压分布变化很小并且可以有效提高质量流率与总压恢复系数证明了该控制方式在扩展超声速进气道工作范围方面的可行性.
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| 图 30 来流速度马赫数3情况下有无激励时的激波纹影与马赫数云图(Falempin et al.2015) |
空军工程大学王健等(2009,2009c,2009d)对超声速来流条件下电弧放电等离子体气动激励控制楔形物斜激波进行了理论、实验和数值计算研究.使用热阻塞模型对电弧放电等离子体在超声速中的作用进行分析,如图 31所示,结果表明,激波强度减弱,激波起始点向上游移动并在马赫数为2.2超声速气流中进行了实验验证. 当电弧放电功率为1 kW电弧等离子体温度为3 000 K时纹影图像和气体压力测量结果表明激波起始点向上游移动了4 mm激波攻角减小了8.6%,并且激波强度减弱了8.8%,如图 32所示. 对电弧放电施加磁场后的研究发现磁控电弧放电可以极大的改变出口附近气流的流动性质并降低激波前后总压损失19.6%可见,斜激波的强度也被削弱了. 由于洛伦兹体积力的作用斜激波的位置从出口前缘移向了上游位置.
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| 图 31 弧放电等离子体气动激励的激波控制示意图(Wang et al.2009) |
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| 图 32 有无电弧等离子体放电激波强度对比曲线(Wang et al.2009) |
苏长兵(2010)在来流马赫数7的实验条件下磁流体激励控制进气道进口激波系结构的初步实验研究得到了磁流体加速、减速激励同激波系结构的关系,如图 33所示磁流体减速激励和加速激励都会使激波系角度增大(向上偏转)磁流体减速激励电压1 600 V时,激波系偏转了9.5°壁面压力减小了22.91%,图 35(d)给出了磁流体激励区域在前体1上的磁流体减速激励和加速激励改变激波系角度值(前体1的斜激波角度)随激励电压变化的曲线.
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| 图 33 磁流体减速激励和加速激励控制激波实验研究.(a)基准图像(b)磁流体减速激励(电压1 600 V),(c)磁流体加速激励(电压1 600 V)(d)加减速对比分析(苏长兵 2010) |
从实验结论分析磁流体减速激励改变激波系角度的程度大于磁流体加速激励这是由于磁流体减速激励时焦耳热作用和洛伦兹体积力的减速作用使得诱导的斜激波更强而磁流体加速激励时洛伦兹体积力的加速作用抵消了焦耳热作用诱导斜激波的强度因而效果不如磁流体减速明显. 对于固定几何进气道设计上可以按照较小马赫数设计,当飞行马赫数增大时采用磁流体减速激励可以使激波角度增大实现非设计状态下激波系交于唇口(李益文等2015).
3.4.2 边界层分离流动控制普林斯顿大学Zaidi等(2006)提出"雪橇(snowplow)"式边界层磁流体激励方式用于边界层分离流动控制,其原理图如图 34所示电极在边界层内产生表面等离子体,并在此基础上施加一个磁场使电子和离子在洛伦兹力的作用下运动. 基于正弦波激励电源在3 T的磁场作用下放电电流约为200 mA的激励器可以将边界层内电弧移动速度从350 m/s增大至2 000 m/s并使边界层内的气体速度增大50 ~ 200 m/s.
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| 图 34 边界层磁流体激励(Zaidi et al.2006) |
Kalra等(2007)将Miles课题组提出的激励器用于边界层入射激波诱导分离流动的控制研究了洛伦兹力顺来流方向和逆来流方向布置对流动的影响. 初步研究中入射激波由14°斜坡产生通过实验纹影图发现产生顺来流方向洛伦兹力的布置方案对SWBLI分离区有明显的影响如图 35所示. 并采用Prandtl-Boussinesq 代数湍流模型开展了二维数值模拟研究(Kalra et al.2009)其中等离子体模型以体积力及热源项体现在N-S方程中同时还考虑了分子振动能量的积累和释放,模拟结果与实验平均结果吻合.
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| 图 35 SWBLI区的纹影图.(a)未加激励(0 mA)(b)施加激励(60 mA,4.5 T)(Kalra et al.2007) |
日本东京工业大学、日本宇航开发署针对超燃冲压发动机进气道隔离段边界层分离问题利用激波风洞,在Ma=1.5超声速气流条件下开展了磁流体边界层流动控制实验研究实验结果表明磁流体流动控制可以使边界层分离泡尺度减小约10% (Harada et al.2001).
国内苏伟仪等(2010,2011)对激波/边界层分离流、高超声速进气道边界层分离的磁流体控制开展了层流或者SST模式的湍流数值模拟研究.
3.4.3 边界层转捩控制对于吸气式高超声速飞行器,通常引入人工转捩技术来促进湍流以抑制边界层分离. 目前强制转捩装置通常为沿压缩面展向布置的一排或几排具有一定间距的圆柱型、钻石型或斜坡型粗糙单元(解少飞等2015). 由于高空高马赫数飞行时,边界层内涡流发生器的驻点温度很高对热防护提出了严重挑战; 此外,通常涡流发生器为固定不可调节机构因此无法根据飞行条件及控制效果反馈控制. 空军工程大学李益文等(2016)提出一种电磁式涡流发生方法其基本原理如图 36所示,利用与壁面齐平布置的电极在边界层内周期性气体放电,并在磁场的作用下定向运动实现对边界层气流的周期性扰动,诱导沿流向运动的涡流.与传统的涡流发生器相比具有突出优势,由于耐高温电极与壁面齐平热防护性好; 电磁式转捩控制方法可以根据飞行条件对放电强度和放电频率等参数进行调节具有激励频带宽、调节方便迅速的特点并可根据转捩控制效果进行反馈控制.
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| 图 36 电磁式涡流发生器原理示意图(李益文等2016) |
在高超声速飞行时,飞行器头部驻点温度高,气体部分电离对该处施加磁场可对流动状态产生影响. Neuringer和Mcillroy(1958)对无限长平板驻点附近磁流体效应进行了理论分析. 分析表明: 由于垂直于表面的磁场加入,驻点处表面摩阻和热流明显减小且随着磁场的增强,热流降低比表面摩阻降低得慢,后来Bush(1958)研究了高超声速条件下的轴对称钝体的驻点流动,结果表明:随着磁场增强,激波脱离距离增大,表面压强和壁面切向速度降低.
数值模拟研究方面国防科技大学田正雨等(2008)针对高超声速飞行器进气道钝头扰流开展了磁流体流动控制研究进行了三维磁流体流动数值模拟和系统分析. 对于马赫5考虑理想气体、激波层内电导率均匀分布,结果显示: 随着磁场增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26%. 此外基于高温空气电导率模型和化学平衡热力学关系开展马赫数15、高空40 km钝头磁流体绕流数值模拟. 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24%.日本筑波大学的Fujino等(2006)对磁流体热防护进行的研究表明在飞行高度为60 km时施加0.5 T的磁场可以使驻点处的壁面热流减小80%.
理论分析和计算结果说明了磁流体热流控制在高马赫数条件下的可行性试验研究也取得了一些结果. 从风洞试验看辉光放电等离子体使得激波脱体距离随着外磁场的增强而增大试验同时观察到热流率减小和阻力的增大(Ziemer & Bush 1958,Ziemer 1959). 空军工程大学孙权(2011)采用电弧放电在马赫数2的激波风洞中开展了实验研究结果显示电弧放电使得钝头体脱体激波前移. Bobashev等(2003)等在超声速激波风洞BST(big shock tube)中开展了圆锥体局部磁流体激励的实验研究采用直流放电提高电导率,可以改变锥体边界层的气流参数;以氙气为驱动气体,采用电弧加热技术,注入4 MJ的能量以提高气体内能采用中心磁场强度约1.5 T的电磁体,进行了绕尖劈磁流体流动控制实验研究了MHD激励对流场结构和热通量的作用机制结果表明在尖劈上施加磁流体激励可以改变尖劈上的热通量并使得绕尖劈斜激波位置前移.
Deng等(2011)在NASA马赫数4.5的高速风洞中进行了磁流体流动控制激波的实验研究采用电弧加热使得氮气的滞止温度超过4 000 K采用NaK(比率为1.5% ~ 2%)注入技术提高电导率结果表明磁流体流动控制可以明显改变圆柱头部激波位置.
4 关键科学与技术问题从国内外的研究情况看虽然磁流体技术在航空航天中的潜在应用在20世纪60年代就已提出AJAX概念等也在20世纪90年代提出,但到目前为止除理论上清晰地证实了该技术的可能性以外相关的实验研究却一直进展较慢.这与磁流体作为连续介质和电磁介质双重"身份"的特性是分不开的它具有很多普通流体没有的重要特性;但是现象的多样性和行为的复杂性使得其研究难度很大其工程应用还存在很多科学与技术问题需要解决如等离子体产生技术、磁场的产生、工程应用中面临的小型化及轻质量、磁流体复杂流动的多场耦合机理等.
4.1 导电流体的产生磁流体技术的应用,一个重要的前提条件是流体必须具有一定的电导率也就是必须使流体电离产生一定的等离子体. 理论上常用磁作用数(Q =σ∞B∞2L/ρμ∞)反映磁黏性力与惯性力的相对重要性也可看成是反映磁场黏滞作用对流场的影响即衡量洛仑兹力对流体的影响,其中电导率是一个重要的参数.对于空气来说,当温度小于2 100 K时,气体几乎不具有导电性只有当温度达到4 000 K以上时,才能达到可用的电导率这么高的温度显然超出了目前绝大多数材料的承受能力,因此如何在较低的温度下使气体具有一定的电导率是一个关键问题.产生导电流体需要使气体电离,电离主要有两种方式:一是平衡电离(equilibrium ionization);二是非平衡电离(non-equilibrium ionization).当气体的温度较高时(高于2 500 K),利用平衡电离方式在气体中加入碱金属类物质,利用碱金属电离电位较低的特点在相对较低的温度下获得部分电离气体;二是当空气温度较低时(低于2 500 K),可以采用外部电离技术包括电极放电、微波放电、高能电子束、直接能量注入等其电离需要外界能量的注入.
对于进气道内磁流体发电、用于发展复现风洞的磁流体加速技术需要采用非平衡方式对整个通道内的气体进行均匀电离. 从理论上分析电子束电离方式是最有效的非平衡电离方法,其次是纳秒脉冲电离方式.但目前电子束电离方式在工程应用研究中也还存在一系列的技术问题需要解决:一是电子束必须在真空中加速获得能量,然后穿过透射窗到达气流;二是透射窗的机械强度及热强度很难符合要求;三是电子束在高密度气体中的散射特性限制了电子束在气体中的穿透距离. 而对于纳秒脉冲电离其原理是通过施加足够强的电场在电子碰撞之前加速达到高于电离能所需的水平; 同时由于强电场的施加时间要求非常短,避免产生过量的电子及电弧的形成并在等离子体衰减之前,下一个脉冲的施加产生新的电子. 因此通过匹配脉冲频率与电子的损失几率可以得到维持一定电子数密度的等离子体. 从目前的情况分析该电离方式可能最具有工程应用可行性但在具体应用中面临哪些问题还需要进一步研究.
美国普伦斯顿大学Macheret等(2001)认为采用非平衡电离方式对超声速气流进行电离由于电离得到的电子在很短的时间内与离子复合在几十毫米范围内电子数密度完全衰减,空间上电导率表现不均匀. 因此需要在整个磁流体通道内注入电子束对超声速气流进行电离(图 37).俄罗斯莫斯科物理技术学院采用微波诊断的方法对激波管中纳秒脉冲放电等离子体电子数密度进行测量(Zhukov et al.2006),该实验结果证实了Macheret等(2001)的理论电源参数电压22 kV,脉冲40 ns,放电能量为30 ~ 50 mJ/cm-3,电子数密度大约为10-13 cm-3量级如图 40所示,在293 K和727 K温度下单个脉冲电离后的电子数密度在0.5 μs内衰减了80%,同时研究表明空气等离子体的衰减周期与温度和压力关系不大(图 38).
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| 图 37 美国普伦斯顿大学的电离方案(Macheret et al.2001) |
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| 图 38 电子数密度随时间变化(Zhukov et al.2006) |
从目前的文献看,随着高压脉冲功率技术的不断进步与发展等离子体产生的相关研究越来越受到国内外学者的广泛关注在大气压下实现大面积均匀脉冲放电,已经得到理论和实验验证(Udagawa et al.2008,Pai et al.2010,卢新培等2011,章程等2014)但超声速气流的均匀大体积非平衡电离仍然是一个有待进一步解决的难题.俄亥俄州立大学Nishihara等(2006)开展的超声速气流非平衡电离磁流体发电实验研究采用纳秒脉冲电离方式,峰值电压64 kV、脉宽4 ns、频率100 kHz气体电导率小于0.1 S/m由于其电离气体电导率低、边界层压降影响等原因,发电功率仅为45 mW;普林斯顿大学Macheret等(2004)开展的基于电子束电离的磁流体加速方案目前只是进行了理论与数值模拟方面的基础研究,实验研究方面尚未开展可见其难度是不言而喻的.
对于燃烧室后的磁流体发电,由于燃气温度较高,通常采用平衡电离方式以前的燃煤磁流体发电相关研究技术和基础可以借鉴但是对于在航空工程中的应用,如超燃冲压发动机燃烧室后磁流体发电需要发展超声速气流条件下的电离种子注入技术. 不同的碱金属电离种子其状态不一样,使用方法也存在差异如K2CO3常温下为固态颗粒使用时通常把K2CO3制备成粉末与工质混合.对于在超燃冲压发动机中的应用需要考虑电离种子与燃料的混合及对燃料的输运特性影响如航空煤油需要采用增溶剂才能溶解K2CO3;而NaK在常温下为液态,使用时通常采取压力喷射混合方法.从目前研究进展看,已获得典型状态条件下的平衡电离特性对于电离种子与流体混合不均匀、飞行状态变化导致流场变化等其影响规律及机理还需要进一步的研究.目前该项技术成熟度综合评估为5 ~ 6级,已转向工程应用研究.后续重点研究解决的关键问题包括:闭环反馈控制、稳定性提升、可靠性以及小型化、轻量化等.
4.2 实验设备与实验技术由于开展磁流体效应研究需要的等离子体产生、磁场源以及它们和风洞的配套设计其本身就是很大的技术挑战. 因此,即使在美、俄等航空航天强国磁流体技术的研究也处于概念及重要部件的关键技术预研阶段其主要原因之一是该技术严重依赖实验设备与实验技术的发展.根据电离方式不同,可以分为平衡电离和非平衡磁流体技术实验系统.
4.2.1 平衡电离磁流体技术实验系统平衡电离需要较高温度的实验气体,高温气体的产生主要有以下两种方式:一种是利用激波管产生高温气体,该方式结构简单、运行成本低缺点是运行时间短,一般在毫秒量级,电离种子注入不方便且存在不均匀的可能; 另一种是利用燃气发生器产生高温气体该方式系统复杂、运行成本高,优点是运行时间长电离种子可以在燃料中混合注入,较为方便,一般混合均匀.
美国NASA埃姆斯研究中心的实验系统(Bogdanoff & Mehta 2003)(图 39),采用电弧加热激波管,驱动气体为He(50%)和Ar(50%)的混合,被驱动气体(试验工质)为N2O(53.2%)和N2(46.8%)的混合. 该气体配置方案的优点是采用分子量小的气体作为驱动气体可以提高入射激波马赫数而被驱动气体经激波加热后可生成N2和O3实验组分与空气保持一致. 电离种子为K2CO3粉末喷管出口气流速度为2 000 ~ 2 900 m/s,磁场强度为0.92 T电导率60 ~ 150 S/m.
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| 图 39 美国NASA埃姆斯研究中心的实验系统(Bogdanoff & Mehta 2003) |
日本东京工业大学Tomoyuki和Yoshihiro(2008)建立的实验系统激波风洞驱动气体采用分子量小的氦气,被驱动气体采用分子量大的氩气降低了对激波管的驱动压力比要求电离种子注入通过低压端蒸发混入碱金属Cs,由于碱金属Cs活性极强很容易与氧气反应,因此该实验设备对于低压段的真空度要求严格被驱动段要求真空压力在10-3 Pa以下激波管⑤区总温2 800 K,电离种子质量分数最高达到1.5 × 10-3.
空军工程大学李益文(2011)利用激波风洞,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利用氩气预混注入电离种子K2CO3粉末实现高温条件下导电流体的产生(图 40)典型实验条件下电导率为40 S/m(图 41)左右. 此外还利用煤油和气氧燃烧,产生高温燃气,最高温度可达3200 K采用K2CO3电离种子注入装置向燃气发生器直接喷射电导率在20 S/m量级(高岭等2015).
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| 图 40 基于激波风洞的磁流体技术实验系统(李益文2011) |
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| 图 41 超声速气流的电导率(李益文2011) |
对于利用高温燃气建立的实验系统,美国空军研究实验室在HVEPS计划中建设了两套磁流体发电实验装置. 独立型方案中(图 42)采用独立的燃气发生器,燃烧室设计流量1.004 kg/s电离种子采用K2CO3,喷管设计马赫数2.09实验段总温为3 115 K,电导率12.37 S/m(Moeller et al.2008);嵌入式方案中(图 43),发电通道嵌入到燃烧室后燃烧室设计流量0.16 kg/s,电离种子采用NaK超燃冲压发动机出口总温2 985 K,出口马赫数2.055,电导率11.99 S/m(Lineberry et al.2006).
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| 图 42 燃烧室后磁流体发电实验(Moeller et al.2008) |
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| 图 43 超燃冲压发动机燃烧室后磁流体发电实验(Lineberry et al.2006) |
20世纪90年代初期俄罗斯莫斯科航空学院采用火箭发动机开展了相关的磁流体技术研究(Kovalev 1992). 火箭发动机采用低温液氧和液氢作为燃料,燃烧室总压为5 MPa总温3 500 K. 发电通道入口处的温度为2 600 K,压强为0.37 MPa电离种子采用Cs,电导率30 S/m量级.
4.2.2 非平衡电离磁流体技术实验系统美国俄亥俄州立大学采用纳秒脉冲介质阻挡放电方式对超声速气流进行电离(Nishihara et al.2006,,2007)研制了小型的非平衡电离磁流体技术实验系统(图 44).纳秒脉冲电源参数为重频100 kHz、峰值电压40 kV、脉宽5 ns由于受电源参数指标的限制,喷管与实验段尺寸较小,采用二维喷管出口马赫数3,宽40 mm,喉道高4.8 mm,总压为3.333 × 104 Pa. 电导率为0.08 S/m左右,电子数密度为5 × 10115 × 1012cm-3.
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| 图 44 实验装置示意与实物图(Nishihara et al.2006,2007) |
普林斯顿大学机械和航空航天工程部Murray等(2007)采用纳秒脉冲介质阻挡放电对超声速气流进行电离研制了实验系统(图 45). 纳秒脉冲电源参数为2 ns,100 kHz0 ~ 30 kV,总压59.85 kPa,测试段压力1.33 kPa静温106 K,速度620 m/s,测试段横截面尺寸5.08 cm × 3.05 cm. 研究指出由于铝在空气中的阴极压降最小因此电极材料均选用铝; 介质材料采用聚酰亚胺. 此外,该研究认为超声速气流的电离主要发生在主流区域,因此实验电极应插入到主流才能产生磁流体效应.
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| 图 45 测试段截面示意图(Murray et al.2007) |
俄罗斯Ioffe物理技术研究院利用激波风洞,通过在喷管内壁面布置电极采用HF或纳秒脉冲放电对马赫数4的气流进行电离,研制了实验系统(图 46),分别研究了HF放电、纳秒脉冲放电以及其组合放电电导率的大小其中组合放电电导率最高达到12 S/m(Bobashev et al.2006).
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| 图 46 实验装置示意图(Bobashev et al.2006) |
空军工程大学利用小型吸气式风洞(阳鹏宇 2014,Yang et al.2016,樊昊2015),采用纳秒脉冲或射频介质阻挡放电方式对马赫数3气流均匀电离,建立了非平衡电离磁流体技术实验系统(图 47),由于电源技术参数的制约,电导率为0.01 S/m量级开展了磁流体发电、磁流体流动控制等实验研究.
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| 图 47 实验系统及马赫数3气流中的放电图像(樊昊2015) |
对于磁流体发电通道,从分类来说依据不同的负载接线方式又可分为连续电极型发电通道、分段法拉第型发电通道、霍尔型发电通道和对角线型发电通道等几种(图 48).
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| 图 48 直线型磁流体发电通道类型示意图.(a)连续电极型(b)分段法拉第型(c)霍尔型,(d)对角线型 |
连续电极型发电通道由于受到霍尔电场的影响,性能较差,一般不采用;霍尔型发电通道只有在霍尔系数特别大时才能维持较好的性能;分段法拉第型发电通道的优点是原理清楚,调节灵活,性能较高因此一直是磁流体发电通道的主导类型.对角线型发电通道是将分段法拉第型发电通道中上下电位相同的电极相互串连起来而形成的一种混合型发电通道其性能一般低于分段法拉第型发电通道但该类发电通道的优点是结构简单对于提高发电系统的可靠性等方面具有很好的优势. 从工程应用看通道采用斜联型方式更有利这是由于实际情况中需要考虑通道密封、设计加工安装以及磁场强度大小等因素,如美国航太公司的磁流体发电研究通道采用的就是斜联型.
对于磁流体加速通道,也可以分为4种类型:连续电极型加速器、分段法拉第型加速器、霍尔型加速器、斜联加速器/斜框加速器(图 49). 对于磁流体加速器同样有k=-Ey/uB,不同的是k＞1. 同样在磁流体加速器通道中也会存在霍尔电场和霍尔电流. 一般来说霍尔型加速器更适合于低密度的气体而分段法拉第型加速器则更适合于高密度的气体.分段法拉第型加速器要求每对电极的电源是独立的这样会增大电源系统的复杂性且在实际的应用中难于提供多个独立的电源.
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| 图 49 磁流体加速器的种类.(a)连续法拉第型加速器(b)分段法拉第型加速器,(c)霍尔型加速器,(d)斜联型加速器(e)壁面斜联型加速器(Litchford et al.2002) |
磁流体技术的应用,必须有磁体系统来产生磁场.目前产生的磁场的方式主要分为永久磁体、常导电磁铁、超导磁体等.永久磁体产生磁场的优点是结构简单,不需要消耗能量但其磁场强度有限,只能应用于非常小的气隙系统且在高温条件下容易退磁. 一般在有效空间中产生的磁场都在几千高斯采用特殊结构设计并大量使用永磁材料,可以达到1 T左右;常导电磁铁利用通电的铜或铝等材料的励磁线圈来产生磁场通常其磁感应强度可以达到4 ~ 6 T.常导电磁铁需要很大的电能供应,且产生大量的焦耳热长时间运行需要水冷设备,因此,其体积重量很大在飞行器上应用面临困难; 超导磁体的优点是磁场强度大、耗能少缺点是需要低温条件. 超导体材料的发展是超导磁体应用的基础低温超导体如铌锡和铌钛需要4.2 K的液氦致冷这种超导体技术在工程上取得的典型的电流密度为104 A/cm-2.高温超导体如铅锶钇铜氧体系临界转变温度Tc约70 K、钡钾铋氧体系Tc约30 K高温超导体其临界转变温度仍然较低也难以作为机载磁体使用(南和礼2007).
目前,研究人员正在积极的寻找室温超导体最新研究已经证明掺杂铯、钾或铷的单壁碳纳米管等存在超导电性一些研究者指出这些结构甚至可在常温298 K下具有超导特性临界电流密度达到106 A/cm-2,甚至更大.美国LyTec的(Chapman et al.2003)发表论文指出采用碳纳米管制作的磁铁有可能解决磁体重量大的问题有望在航空航天飞行器中应用.碳纳米管通过的电流密度是常规超导体的几个数量级其强度重量比是钢的100倍用作飞行器机载磁体可极大减小其几何尺寸和重量此外研究人员相信碳纳米管可以在室温下实现超导性从而除去了沉重的制冷设备.但目前碳纳米管基本的超导电特性还没有完全研究清楚而且制造满足一定长度的碳纳米管的技术仍需要完善.
4.4 热电磁流动多场耦合机理磁流体动力学包含了电磁学、流体动力学、化学动力学以及等离子体动力学等多门基本学科是一门复杂的交叉学科涉及到热、电磁场、流场三者之间的多场耦合作用是一个典型的多场耦合问题. 因此,磁流体流动现象非常复杂.受制于现有实验条件及测试技术单纯采用实验手段难以揭示磁流体流动现象的演化过程及其机理通常需要采用数值模拟方法,结合理论及实验数据结果开展相关研究.
多场耦合建模方面完整的磁流体方程组模型是由流体力学的Navier-Stokes方程组和磁感应方程组组成的八方程模型在航空航天的应用中,由于磁流体流动一般均为低磁雷诺数流动其磁雷诺数约为10-2的量级感应磁场相对于外加磁场可以忽略不计磁流体八方程模型可退化为五方程模型Navier-Stokes方程组中出现的磁场相关项作为源项处理而反映磁场变化的磁感应方程组退化为磁场不变性条件,并引入电势函数联立欧姆定律建立电势方程并引进电势函数模型方程组封闭(田正雨2008,吕浩宇2008,范月华等2016).
目前很多数值模拟研究采用假设方式直接给出电导率的大小或者给出经验分布函数实验测试也只给出了某一工作状态下的平均电导率没有对电导率空间分布模型进行细致的研究这些假设处理对磁流体部件的性能计算、可行性分析与论证等具有很好的指导意义.但是,实际条件下,受人工电离方式的制约特别是对于气体放电等这些非平衡电离方式等离子电子数密度与气体压力、温度、化学组分等参数相关等离子体的变化会对电磁激励作用产生影响,并反过来影响电场分布.因此传统的磁流体五方程模型在处理基于非平衡电离的磁流体流动问题上存在不足是后续重要的研究内容.
对于进一步的发展,需要考虑电离过程发展计算模型对磁流体流动问题中的电导率进行建模. 在等离子体数值模拟方面较为常见的有粒子群-蒙特卡罗(PIC-MCC)模型、两方程迁移-扩散模型以及化学反应模型与两方程模型结合的三方程模型.PIC-MCC模型关注粒子的运动细节,计算量非常庞大目前还无法将其直接应用于工程计算;三方程模型是当前等离子体数值模型研究工作的主流方向但由于其同样涉及多粒子与多化学反应,计算量也较大;而两方程模型强调了迁移-扩散特点并用电离系数、复合系数等概括所有化学反应可用于描述放电过程中正负带电粒子的空间分布规律虽然其无法捕捉电极鞘层处等离子体的具体细节但在处理应用物理或工程问题上该模型可以获得放电等离子体电导率的分布特性.
5 结论与展望本文对磁流体动力学在航空工程中的主要应用方式、研究进展、关键科学与技术问题进行了叙述和分析结论和展望如下:
(1) 磁流体能量旁路对于解决发动机进口温度越来越高的问题具有重要的研究价值在航空工程中有着非常诱人的应用前景.但由于磁流体发电、磁流体加速通道内部复杂的流动现象以及受现有技术发展水平的制约,目前的技术成熟度尚偏低在高超声速飞行器上的应用将面临超声速气流电离、高电导率、低重量等问题还有待进一步研究.
(2) 对于采用冲压发动机为动力的高超声速飞行器飞行器由于发动机没有旋转部件,无法采用传统的方式放电独立型或嵌入型磁流体发电可以为飞行器机载设备长时间提供电能.从未来高超声速飞行器对电能高功率和长时间的指标要求分析电池方案难以满足要求考虑总体设计、高功率、推力损耗、体积重量等因素磁流体发电或许是最具可行性的方案,值得关注和研究.
(3) 对于磁流体加速技术在复现高超声速风洞中的应用其工程应用将给飞行器或推进系统试验技术带来全新的理念和创新.面临的主要挑战和需要重点研究的是较高气压、超声速气流条件下大体积范围均匀等离子体的产生这是目前研究难以突破的难点后续研究需要考虑多种电离方式或复合电离方案等,此外复现风洞将对磁流体加速通道性能、通道内的流场品质等指标将提出更高的设计要求.
(4) 磁流体流动控制对调节或提升进气道性能具有很好的应用前景对于固定几何进气道,按照较小马赫数设计采用磁流体激励可以扩展其马赫数使用范围在壁面布置永磁铁即可满足磁场强度要求该技术已实现从基础研究转向工程应用研究,有望在近期开展演示验证. 此外磁流体表面加速或减速激励在改善进气道(隔离段)内流场品质有很好的应用前景特别是对于电磁式边界层转捩控制有望避免热防护问题并实现不同飞行条件下的主动控制.
(5) 磁流体技术在工程应用研究过程中面临大量的科学与技术问题特别是关键技术的突破还有赖基础研究层面的更进一步深入认识,因此通过理论分析、实验研究、数值模拟等方法结合,建立相关模型揭示磁流体流动的多场耦合机理对促进磁流体技术更快的走向工程应用将起到重要的支撑作用是后续开展相关研究的重要方向.
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