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高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场,电离气体为磁场应用提供了直接工作环境.磁流体控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律,可有效地改善高超声速飞行器气动特性,在飞行器气动力操控和热环境管理等方面均具有广阔的应用前景; 同时,超导材料及电磁技术的发展又重新推动了这一领域的研究热潮.虽然国内外在高超声速磁流体流动控制领域已开展了一些研究工作,但其实验研究依然极具挑战, 且由于实验条件及测量技术等限制,其压力、热流等参数的测量并没有得出较为系统的结论,因此需要对影响脱体激波距离、热流、压力变化的规律及机理进行深入研究; 同时,数值模拟方法和理论分析也亟待可靠的实验数据来对其进行验证.本综述调研和讨论了基于高温真实气体效应的磁流体流动控制技术研究,主要针对磁流体流动控制的试验技术、数值模拟、理论方法以及流动控制的主要研究方向等进行了总结,并对其发展趋势进行了讨论和展望. 相似文献
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在高超声速飞行和再入地球大气过程中, 气体分子的振动、电子态激发, 伴随离解、电离反应, 从而产生高温真实气体效应。不同数值方法对高温真实气体效应的模化会造成气体热物性参数的差异, 从而对流场模拟引入不确定度。以高超声速的双锥/双楔流动为例, 通过计算流体力学方法和直接模拟Monte Carlo (DSMC)方法, 研究高温真实气体模型对复杂干扰流动的预测能力。结果表明, 有别于量热完全气体, 若考虑真实物理过程的热化学非平衡过程带来气体热力学性质、输运特性的变化, 会导致激波角、边界层厚度、分离区尺寸等流动结构的改变。因此, 在研究高超声速模拟中应注意数值模型的正确应用。 相似文献
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高温真实气体底部流动的NS方程数值计算 总被引:1,自引:0,他引:1
本文数值模拟了高超音速飞行时钝锥的底部流动。采用轴对称NS方程并考虑真实气体效应。湍流模型采用修正的Baldwin-Lomax涡粘性代数模型,数值方法空间离散对流项采用显式NND格式,粘性项采用中心差。时间离散采用三阶的龙格-库塔法。真实气体模型采用考虑七种组分四种反应的汉森模型。给出了底部流场的压力和温度分布及各组分的浓度分布。可以看出在近底部区域高速流-绕过拐角就产生一回流旋涡区。由于温度变化很大,气体的热力学特性受气体离解、复合和振动能激发的影响。所以整个流动过程变得十分复杂。 相似文献
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在本文中提出了在激波管中,利用真实气体效应来提高激波阶跃压力的新方法,该方法对获得阶跃特性好的高阶跃压力(例如,动压标定等)是非常好。它是借助在高压下计及分子之间作用力、分子体积效应和激励效应而获得压力增益。经分析和试验表明,该方法得到.阶跃压力是比理想气体高出30%,该方法在国内外尚未进行系统研究,是一个有发展前途的方法。 相似文献
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以近空间尖前缘高超声速巡航飞行器的研制为背景, 作者在前一阶段采用模型理论分析方法, 陆续研究了沿微钝前缘驻点线的化学非平衡流动和气动加热相似律, 文章是上述研究的综合回顾和深化讨论.稀薄条件下, 驻点附近流动和传热出现一系列与连续流动模型不同的新特征, 超出了经典气动热预测理论的适用范围.作者建立了一个沿驻点线能量传递和转化的广义模型, 并分别推导了具有实际物理意义的边界层外离解非平衡流动判据和边界层内复合非平衡流动判据.基于这些判据构建了预测非平衡流动驻点气动加热的桥函数, 并讨论了稀薄非平衡真实气体流动和气动加热的相似律, 发现新型近空间尖前缘飞行器遭遇的气动热环境不同于传统大钝头航天器再入问题, 传统的天地换算相似准则将会失效.这些理论分析结果可为稀薄非平衡化学反应流及气动加热的实验和计算提供一个标模检验的手段. 相似文献
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采用浸渍法制备了一系列CuO/Ce_(0.9)Zr_(0.1)O_2催化剂,并利用XRD,XPS对催化剂结构进行了表征,考察了铜担载量,焙烧温度,空速以及CO_2和H_2O的存在对选择氧化消除CO反应的影响.结果表明,在600℃焙烧后的催化剂具有最佳的催化活性和选择性,而且在CO_2和H_2O的存在下140℃也能达到有效消除CO(100ppm以下)的目的,同时选择性达到了70%.100h的连续测试显示催化剂具有良好的稳定性. 相似文献
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