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MHD能量旁路超燃冲压发动机可行性分析

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MHD能量旁路超燃冲压发动机可行性分析080092      MHD能量旁路超燃冲压发动机可行性分析 郑小梅    徐大军    蔡国飙 (北京航空航天大学 宇航学院,北京 100191) 摘    要:使用准一维模型对磁流体能量旁路超燃冲压发动机(MPCE)进行了性能计算。考察了理想和非理想的超燃冲压发动机应用磁流体(MHD)能量旁路的效果,对于理想的超燃冲压发动机应用MHD反而会使发动机的性能降低;对于非理想的超燃冲压发动机,MHD的作用使发动机的比冲增加。考虑发动机工作的工程限制条件对超燃冲压发动机和MPCE的性能进行了比较,结果表明应用MH...

MHD能量旁路超燃冲压发动机可行性分析
080092      MHD能量旁路超燃冲压发动机可行性分析 郑小梅    徐大军    蔡国飙 (北京航空航天大学 宇航学院,北京 100191) 摘    要:使用准一维模型对磁流体能量旁路超燃冲压发动机(MPCE)进行了性能计算。考察了理想和非理想的超燃冲压发动机应用磁流体(MHD)能量旁路的效果,对于理想的超燃冲压发动机应用MHD反而会使发动机的性能降低;对于非理想的超燃冲压发动机,MHD的作用使发动机的比冲增加。考虑发动机工作的工程限制条件对超燃冲压发动机和MPCE的性能进行了比较,结果 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 明应用MHD可以扩大超燃冲压发动机的工作范围,在非 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 马赫数下提高发动机的性能。计算了负载系数、通道压力系数等重要的设计参数对MPCE性能的影响,结果显示优化参数设置可以使发动机比冲增加,但是同时又会受到工程条件的限制。 关键词:磁流体动力学(MHD);磁流体能量旁路超燃冲压发动机(MPCE);高超声速飞行器;超燃冲压发动机 中图分类号:V.590 文献标识码:A              文章编号:080092 Feasibility study of MHD Energy Bypass Scramjet Zheng Xiaomei  Xu Dajun  Cai Guobiao (School of Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics Beijing 100191, China) Abstract: The performance of MHD energy bypass scramjet was analyzed using quasi-one dimensional mathematical model. MHD application on ideal and un-ideal scramjet was investigated, the results show that for ideal scramjet there is no need to use MHD devices, for un-ideal scramjet the performance can be improved by the use of MHD energy bypass. Considering about the engineering constraints, such as combustion chamber entry Mach number and the maximum allowable temperature of the entire channel, the performance of scramjet and MPCE was compared, results show that MHD energy bypass can broaden the flight Mach number range of the engine and improve performance when the vehicle is flying at un-design Mach number or the engine is not perfectly designed. The influence of some important parameters such as load factors and MHD channel pressure coefficients to the performance of the MPCE was analyzed, results show that the optimization of these parameters can increase the specific impulse of the engine but the degree is constrained by the engineering conditions. Key words: magnetohydrodynamics (MHD); magneto-plasma-chemical engine (MPCE); hypersonic vehicle; scramjet 磁流体动力学(MHD, magnetohydrodynamic)应用于高超声速飞行器是在上个世纪80年代由俄罗斯的Freishtadt V L所提出的,应用MHD技术的高超声速飞行器被称为AJAX(AJAX是古希腊的一个神的名字——埃阿斯)[1]。MHD在高超声速飞行器上的应用主要包括:气动减阻、气动热管理、高超声速进气道激波位置控制和边界层控制、MHD能量旁路推进、以及机载供能系统[2]。MHD能量旁路指的是在传统的超燃冲压发动机的基础上,通过安装在进气道和燃烧室之间的MHD发生器将来流中过多的动能和热能以电能的形式提取出来,绕过燃烧室通过安装在燃烧室和喷管之间的MHD加速器加入到燃气中,以扩大超燃冲压发动机的工作范围并提高其性能。这种装有MHD设备的超燃冲压发动机也叫MPCE(magneto-plasma-chemical engine)[1]。 俄罗斯、美国、法国、日本、意大利等国家都纷纷对MHD技术在高超声速飞行器上的应用展开了研究,目前已经进入了实验论证阶段[3]。 本文用准一维模型对MHD能量旁路发动机的可行性进行了研究。考察了理想的超燃冲压发动机和非理想的超燃冲压发动机应用MHD能量旁路的效果;考虑发动机工作的工程限制条件,在相同燃烧室入口温度条件下,对超燃冲压发动机和MPCE的性能进行了比较。 1 计算模型 1.1 准一维模型 如图 1所示考虑由内部MHD发生器和加速器所组成的MPCE,MHD通道为理想的分段法拉第型通道。MHD发生器和加速器的工作要求流体具有一定的电离度。对于MHD发生器,如果飞行马赫数小于12,即使经过几道激波再加入电离种子,气流的温度还是不够使流体自动电离,需要使用非平衡电离[2]。非平衡电离是指由带电质点的冲击或电磁辐射等其它方法而产生的电离[4],非平衡电离的方法有很多种,可以使用中子束、离子束、电子束、α粒子以及高压脉冲。很多文献都认为在当前的技术条件下使用电子束电离是最有效的电离方法。为了简化计算模型,在本文的分析中不考虑电离所需的能量,假设MHD通道中的流体具有足够的电离度。对于MHD发生器,从燃烧室出来的燃气温度足够高(>3000K),加入电离种子就可以使流体电离。 图 1 MHD能量旁路发动机结构及参考点位置定义 假设流体为无粘、无热传导、恒定比热比的理想气体,基本方程组如下: (j×B)x          j·E          以及状态方程p=ρRT。 根据参考文献[1],假设MHD通道中的压力梯度和电磁场作用在流体上的力成正比, 其中ξ(x)为MHD通道的压力系数,k为MHD通道的负载系数,σ为流体的电导率,B为所加的外部磁场强度,j为流体中产生的感应电流,E为电场强度。如果使ξ取恒定值,就可以从 公式 小学单位换算公式大全免费下载公式下载行测公式大全下载excel公式下载逻辑回归公式下载 得到MHD加速器出口参数的简单表达式。不同的ξ的取值,代表了不同的流动模式。例如ξ=0表示通道中p=const,ξ=-1表示通道中T=const,参考文献[5]对此有详细的说明。参考点的位置定义见图 1。 流动包含了以下参数:Ma0,飞行马赫数;H0,飞行高度;N,外部激波数;δ,流体的总的外部转折角。在本文中一律假设飞行高度H0=30km,外部激波总数N=2。 1) 进气道 根据激波前后的参数关系,可以求出进气道出口处的气流参数。 2) MHD发生器 MHD发生器的性能由参数MHD发生器的压力系数ξ1、负载系数k1(对于MHD发生器,负载系数的取值范围为01)决定。为了简化起见,假设发生器提取的能量全部加入到加速器中。用和发生器类似的方法可以得到: 5) 喷管 假设喷管中的流动为等熵的,并且p5=p0,根据流体动力学方程很容易求出喷管出口处的流动参数T5和u5。 由以上求得的参数可以求出发动机的比冲: 其中φ是喷管的理想系数,如果喷管的工作过程为理想的,则φ=1。 1.2 工程限制条件 根据参考文献[6],如果燃烧室入口静温太大,不平衡离解所造成的能量损失将会使发动机总的效率降低。故而存在一个最大允许压缩温度T2max,其取值范围为1440~1670K,本文取为1670K。由于材料和冷却技术的限制,发动机中流体的最高温度受到限制,本文中假设Tmax= 3500K。参考文献[7]中指出,燃烧室入口速度也必须要限制在一定的范围内,否则不能得到稳定的燃烧,其中取ulim=1700m/s,本文假设燃烧室入口马赫数限制为Ma2max=2.0。发动机整个流动过程为超音速,应对燃料的流量加以控制以保证最小的马赫数为1.2。
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