磁流体动力学角速度传感器研究综述

随着航空航天领域探测距离的逐步提升,频谱跨度大(0.1 Hz~1 kHz)、幅值小(mrad量级)的微角振动对有效载荷指向精度的影响日趋明显。磁流体动力学(MHD)角速度传感器兼具低噪声、宽频带、体积小的优势,是目前最适合在轨微角振动测量的方法,能够为在轨微角振动力学特性分析及主动补偿提供宽谱段内的数据支撑。本文对MHD角速度传感器的工作原理、技术特点和应用情况进行综述,并针对当前研究中存在的问题进行探讨。首先,对比MHD角速度传感器的两种结构形式,基于传感器数学模型分析两种结构形式的输出特性差异。然后,介绍国内外MHD角速度传感器典型产品的技术指标及应用情况,围绕多物理场耦合仿真、微弱信号检测、测试与标定、低频拓展、工程应用五大核心技术进行讨论,分析现有技术瓶颈的基础上,明确亟需突破的难点问题。最后,指明MHD角速度传感器的未来发展方向,并展望其未来的应用领域。

三维磁流体动力学管道流动加减速控制数值研究

阐述了磁流体动力学(MHD)控制流场作用机理。在小磁雷诺数条件下,运用数值模拟方法,对不同外加电磁场条件下三维MHD管道流动的流场情况进行研究,得出不同磁场、电场等MHD参数作用下MHD加速器的性能。对MHD加速器的应用前景进行了展望。计算结果显示,电场取6000V/m,磁场为0.92T情况下,流场的加速性能可达13.46%,并且可以通过减小磁场或增大电场进一步提高加速性能;在仅添加0.92T磁场条件下,速度减速可达16.35%。

磁流体动力学控制二维扩压器流场数值模拟研究

对常规扩压器进行了简介并作机理分析。用小磁雷诺数假设下基于Favre质量平均的全Navier-Stokes方程来求解外加电磁场的超声速扩压器流场。与常规扩压器比较可以发现,选用适当的外加电磁场组合可以使流动在更短的距离内实现减速扩压,并将部分动能转化为电能。研究表明:仅添加一定外磁场时,第一道激波位置、第二道激波位置、激波串长度分别为无外加电磁场情况的62.19%,77.74%和50.18%。

高超声速湍流流动磁流体动力学控制机理

基于低磁雷诺数假设建立完全气体湍流流场、磁场耦合模型.数值计算方法上,通过AUSMPW+格式和LUSGS隐式处理方法求解磁流体动力学湍流流动方程,其中湍流模型采用Spalart-Allmaras模型.分析了不同外加磁场条件下平板及压缩拐角湍流边界层流动控制效果.研究表明:湍流边界层磁流体动力学流动控制效果与洛伦兹力大小正相关;外加磁场作用下,洛伦兹力的方向和流动方向相反,此时洛伦兹力起到减速的作用,减少了近壁面流体的动量,降低了边界层抵抗分离的能力;逆流向洛伦兹力减小了壁面的剪切应力,从而降低湍流流场壁面摩擦阻力系数,洛伦兹力对流体做负功,边界层内温度增加;磁相互作用位置对磁流体动力学分离区控制效果存在较大影响,工程应用中需配置合理的磁场布局方案.

磁流体动力学角速率传感技术发展现状

针对飞行器内微幅、宽频微角振动测量的困难,美国ATA公司研制了基于磁流体动力学(MHD)角速率传感器。与光纤陀螺等器件相比,该传感器具有测量精度高、频谱范围宽、结构简单等特点,在航空航天、地基武器、地震监测等领域具有潜在应用。从MHD角速率传感技术的应用背景出发,通过系统描述高精度、低频等五类MHD角速率传感技术的基本原理、结构组成、关键参数等内容,梳理MHD角速率传感器的发展脉络,并探索性研究MHD角速率传感技术未来发展可能所需突破的关键技术。

磁流体动力学效应在当代科技中的应用与发展

磁流体动力学的相关研究是当代迅速发展起来的一项新技术,它在外界磁场下表现出来的独特性能和优点,引起人们的极大兴趣和广泛的关注。目前,我国和世界上许多国家都在积极地开展这项研究。本文首先介绍了磁流体的相关概念、原理、基本特性及常用的制备方法;分析了该研究领域典型的研究方向和工作机理,并且详细描述了它们的结构特点以及优缺点;最后,简单展望了磁流体的发展趋势和应用前景,指出磁流体发展中存在的问题,并针对这些问题提出了有效的解决方案和意义。

周期边界条件下磁流体动力学方程的指数吸引子

我们考虑周期边条件下二维磁流体动力学（MHD）方程，证明了指数吸引子的存在性并给出其分形维度的上界估计．

Casson流体作磁流体动力学流动时的Soret和Dufour效应

考虑Soret和Dufour效应,对Casson流体在可伸缩表面上,作磁流体动力学流动时的影响.首先导出相关的方程,然后用同伦法构造级数解.给出并讨论了速度、温度和浓度的场结果;在不同的物理参数下,得到并分析了表面摩擦因数、Nusselt数和Sherwood数的值;并验证了级数解的收敛性.

磁流体动力学动量轮的致动特性和影响因素

结合不可压缩流体的纳维−斯托克斯方程和磁流体动力学基本方程,针对电流和电压控制模式下矩形截面环管内金属流体的哈脱曼流动问题建立完整的传递函数模型,深入分析流体中黏滞力项和边界层效应对动量轮输出性能的影响.通过有限元仿真软件COMSOL对流体运动特性和流场分布进行仿真验证,分析电流、磁场和流体特征参数对动量轮输出指标的影响.在电流控制模式下,动量轮的角动量输出标度因数约为9.68×10^(−5)N·m·s/A,可作为动量轮的设计与优化依据.

等通量多孔介质内填夹杂时,粘性和Joule传热对磁流体动力学自然对流的影响

当一个等通量多孔介质内填倾斜矩形夹杂物时,数值地研究了粘性和Joule传热对磁流体动力学自然对流热传导的影响.矩形夹杂物的一边为等热通量的加热面,其对边为等热通量的致冷面,另外两边为绝热面.使用一组适当的变量,将能量方程和Darcy-Oberbeck-Boussinesq的Forch-heimer推广式变换为无量纲形式,然后用有限差分法求解.控制参数为磁效应数、修正的Rayleigh数、矩形夹杂物的倾角及其长宽比.结果显示,粘性和Joule传热导致热传导率下降.

基于高温气体效应的磁流体流动控制研究进展

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.

高超声速进气道自起动特性磁流体动力学控制机理

为了改善高超声速进气道在低马赫数下的自起动能力,设计了一种高超声速进气道电磁流动加速控制方案.基于低磁雷诺数假设建立完全气体湍流流场、电磁场耦合数值计算方法,数值分析了不同外加电磁场条件下进气道加速起动过程中流场结构、起动特性控制效果.结果表明:施加外加磁场、电场后,洛伦兹力的方向和流动方向相同,此时控制区域洛伦兹力起到加速的作用,增加了近壁面流体的动量,从而增强边界层抵抗分离的能力;此外,顺流向洛伦兹力增加了壁面的剪切应力,从而增加局部湍流流场壁面摩擦阻力系数;背景进气道不起动状态存在大规模分离区,电场、磁场作用下,分离泡受到额外的顺流向洛伦兹力作用,为达到分离区受力平衡,压力平台区域变小,宏观体现为分离点后移,分离泡尺度减小;加速起动过程中,顺流向洛伦兹力可以降低背景进气道自起动马赫数,拓宽进气道工作马赫数范围.

再入飞行器热化学非平衡流场磁流体动力学控制机理

理论研究基础上建立热化学非平衡流场、外加磁场及霍尔电场耦合计算方法,数值分析不同外加磁场条件下典型再入飞行器高温热化学非平衡流场控制效果.研究表明,区别于量热完全气体,考虑高温气体效应后,化学反应吸热,流场温度降低,降低高超声速磁控热防护效率;高焓热电离磁流体绕流流场,驻点区域逆流向的洛伦兹力分量对流体的减速,而肩部区域法向洛伦兹力改变局部流场结构,使得激波发生偏折;磁控热防护系统绝缘壁面情况下霍尔效应对磁控效果影响较小,肩部区域甚至有助于增强防热效果.绝缘壁面条件下,典型状态的驻点热流和肩部热流分别降低26.5%和52.7%,热流控制效果优于导电壁面.

在多孔平板磁流体动力边界层吹吸与热辐射对流动影响

存在磁场时对多孔通道平板边界层流动和传热进行分析,无滑动边界条件相对应的、不同的速度滑移和温度滑移;并在温度方程中考虑热辐射条件。相应的动量和能量方程为非线性常微分方程;并将其进行相似变换。通过龙格库塔的计算方法获得这些方程的数值解。结果发现,增加滑移参数以及增加磁参数时,水平速度减少;增加的磁参数而温度增加;增加热滑参数而温度降低;热辐射增强了有效热扩散率并使温度上升。

乘波构型飞行器磁流体进气道一体化概念设计

采用准一维的磁流体方程组对设计状态下内磁流体发生器进行参数设计,利用斜激波理论设计磁流体进气道一体化的外形.以该外形为基点,对安装五对电极的内磁流体发生器采用五方程模型进行三维数值模拟,并通过调节其磁作用数以满足准一维假设下设计的进气道外形.研究表明,磁流体进气道最小出口流动均匀参数可以作为判别内发生器最优磁作用数的准则,在该磁作用数下内磁流体发生器可以有效地提高进气道的性能.

MHD控制微电离等离子体射流

为了研究磁流体动力学(MHD)控制低温微电离等离子体射流,实现推力矢量的可行性,提出了一种基于MHD控制等离子体流动理论的试验方法,建立了种子(碱金属盐)诱导燃气电离的MHD流动控制试验台,研究了不同温度和不同磁场方向条件下射流偏转向量角,并用用户自定义函数(UDF)加载MHD模型求解三维N-S方程,探究了数值研究MHD控制的可行性.结果表明:向燃烧室内注入低电离能种子能够诱导燃气电离,形成磁流体,在磁场作用下实现推力矢量控制;等离子体射流偏转的数值模拟结果与试验结果在一定程度上是一致的,说明数值模拟MHD流动控制具有一定的可信度.

磁流体加速和磁流体加速风洞

高超声速飞行器对于更高飞行速度的追求,给地面风洞设备模拟能力提出了新的要求,磁流体加速成为一个重要突破方向.文章介绍了国内外在磁流体加速基本原理以及磁流体加速技术应用于地面风洞试验方面的研究工作.基于磁流体(magneto-hydro-dynanic,MHD)加速的高超声速风洞设备可以模拟高超声速飞行器的试验条件,复现超高速的飞行环境,是突破超高速飞行器再入研究地面试验模拟能力的关键技术,在航空航天领域具有重要的研究意义和应用前景.

磁流体动力学(MHD)方程的周期解

本文在外力的某些假定之下，证明了三维有界区域上的磁流体动力学（ＭＨＤ）方程存在唯一的周期解．

微极流体向受热面的MHD驻点流动

分析了有均匀横向磁场作用时,导电微极流体垂直冲击受热面时形成的二维驻点流动问题.应用适当的相似转换,将连续、动量、角动量及热量的控制方程,及其相应的边界条件,简化为无量纲形式.然后,利用以有限差分离散化为基础的算法,求解简化了的自相似非线性方程.用Richardson外推法,进一步求精其结果.以图表形式表示磁场参数、微极性参数、Prandtl数对流动和温度场的影响,说明了其解的重要特性.研究表明,随着磁场参数的增大,速度和热边界层厚度变小了.与Newton流体相比较,微极流体的剪应力和传热率出现明显的减少,这对聚合物生产过程中流体的流动和热量控制是有益的.

高超声速飞行器尾喷管中磁流体发电机性能数值研究

高超声速飞行器因无涡轮而失去发电能力,利用尾喷管中磁流体(Magnetohydrodynamic,MHD)发电机进行发电可以有效解决这一问题。本文采用Fluent商业软件对高超声速飞行器尾喷管中MHD发电机的性能进行了数值研究。研究发现,当磁流体发电通道入口气体的马赫数设置为1.1时,入口气体的马赫数被迫降低至亚声速时,其才能流进通道,但气体的速度沿流向不断上升,并在发电通道出口处达到当地声速。局部磁场使MHD发电机两端出现了端部效应,导致MHD发电机的进出口附近产生了涡电流,进而降低了MHD发电机的性能。在端部效应和MHD射流效应的耦合下,发电通道流向横截面中心的气体总焓沿流向非均匀下降,在发电机入口电极处,其总焓略有增加并达到最大值;在发电机出口电极处,其总焓出现一极小值;横截面上气体总焓的平均值沿流向却均匀下降。不同电极对数的MHD发电机的数值结果表明,分段电极法拉第型MHD发电机的电极对数越多,MHD发电机内的霍尔效应越弱,焓提取率与发电效率越高。当6对电极的MHD发电机分别忽略和考虑霍尔效应时,其焓提取率相差了0.05%,发电效率相差了6.5%。