高溫氣體效應(yīng)下高超聲速磁控弓形激波的特性與調(diào)控研究

高溫氣體效應(yīng)下高超聲速磁控弓形激波的特性與調(diào)控研究一、引言1.1研究背景與意義隨著航空航天技術(shù)的飛速發(fā)展，高超聲速飛行已成為當(dāng)前研究的熱點(diǎn)領(lǐng)域。高超聲速飛行器，通常指飛行速度大于5馬赫的飛行器，因其具備快速全球到達(dá)、高效空間探索以及強(qiáng)大軍事威懾等獨(dú)特優(yōu)勢(shì)，在民用和軍事領(lǐng)域都展現(xiàn)出了巨大的應(yīng)用潛力。在民用方面，高超聲速飛行器有望實(shí)現(xiàn)洲際間的快速客運(yùn)和貨運(yùn)，大大縮短旅行和運(yùn)輸時(shí)間，促進(jìn)全球經(jīng)濟(jì)的交流與發(fā)展；在軍事領(lǐng)域，高超聲速武器能夠突破現(xiàn)有防御體系，實(shí)現(xiàn)對(duì)遠(yuǎn)距離目標(biāo)的快速精確打擊，顯著提升作戰(zhàn)效能。在高超聲速飛行條件下，飛行器周圍的氣體處于極端的物理狀態(tài)，會(huì)引發(fā)一系列復(fù)雜的高溫氣體效應(yīng)。當(dāng)飛行器以高超聲速在大氣層中飛行時(shí)，其前方會(huì)形成強(qiáng)弓形激波，波后氣體受到強(qiáng)烈壓縮，溫度急劇升高，可達(dá)數(shù)千度甚至更高。在這樣的高溫環(huán)境下，氣體分子內(nèi)部的各種能級(jí)被激發(fā)，分子振動(dòng)、轉(zhuǎn)動(dòng)加劇，同時(shí)伴隨著原子、分子間的解離、電離、復(fù)合等化學(xué)反應(yīng)。這些物理和化學(xué)變化使得氣體的熱力學(xué)狀態(tài)發(fā)生顯著改變，產(chǎn)生了新的物理和化學(xué)性質(zhì)，如氣體的比熱不再是常數(shù)，完全氣體的狀態(tài)方程不再適用，進(jìn)而對(duì)飛行器的氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、熱防護(hù)等性能產(chǎn)生重要影響。高溫氣體效應(yīng)導(dǎo)致的氣動(dòng)熱問題是高超聲速飛行器面臨的關(guān)鍵挑戰(zhàn)之一。由于氣體與飛行器表面的劇烈摩擦以及激波的壓縮作用，飛行器表面會(huì)承受極高的熱流密度，表面溫度可瞬間升高到幾千度甚至更高。這不僅會(huì)導(dǎo)致飛行器表面材料的燒蝕、結(jié)構(gòu)變形，影響飛行器的結(jié)構(gòu)完整性和可靠性，還會(huì)使金屬材料的組織和性質(zhì)發(fā)生變化，降低飛行器零部件的壽命。高溫氣體效應(yīng)還會(huì)改變飛行器周圍的流場(chǎng)特性，使流場(chǎng)變得更加復(fù)雜，增加了飛行器的控制難度，降低了飛行的穩(wěn)定性。為了應(yīng)對(duì)高超聲速飛行中的高溫氣體效應(yīng)帶來的挑戰(zhàn)，磁控弓形激波技術(shù)應(yīng)運(yùn)而生，成為近年來的研究熱點(diǎn)。該技術(shù)基于磁流體動(dòng)力學(xué)（MHD）原理，通過在飛行器周圍施加外部磁場(chǎng)，利用洛倫茲力對(duì)高超聲速飛行條件下弓形激波后的等離子體層進(jìn)行控制，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱的調(diào)節(jié)。當(dāng)外部磁場(chǎng)作用于激波后的等離子體時(shí)，等離子體中的帶電粒子會(huì)受到洛倫茲力的作用，其運(yùn)動(dòng)軌跡發(fā)生改變，進(jìn)而影響等離子體的流動(dòng)特性。這種影響可以改變激波的形狀、位置和強(qiáng)度，以及流場(chǎng)內(nèi)的壓力、溫度和速度分布，最終達(dá)到降低飛行器表面熱流、減小阻力、提高飛行性能的目的。研究基于高溫氣體效應(yīng)的高超聲速磁控弓形激波具有重要的理論意義和實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。從理論層面來看，深入探究高溫氣體效應(yīng)下磁控弓形激波的物理機(jī)制，有助于揭示高超聲速流動(dòng)中電磁力與流體力學(xué)、熱力學(xué)、化學(xué)反應(yīng)等多物理場(chǎng)之間的復(fù)雜耦合規(guī)律，豐富和完善高超聲速磁流體動(dòng)力學(xué)理論體系。這不僅能夠?yàn)楦叱曀亠w行器的設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供堅(jiān)實(shí)的理論基礎(chǔ)，還能推動(dòng)相關(guān)交叉學(xué)科的發(fā)展，拓展人類對(duì)極端條件下物理現(xiàn)象的認(rèn)識(shí)。從實(shí)際應(yīng)用角度而言，掌握磁控弓形激波技術(shù)對(duì)于突破高超聲速飛行的技術(shù)瓶頸，提升飛行器的性能和可靠性具有關(guān)鍵作用。通過有效的磁控手段，可以顯著降低飛行器表面的熱流密度，減輕熱防護(hù)系統(tǒng)的負(fù)擔(dān)，降低飛行器的重量和成本；同時(shí)，優(yōu)化飛行器的氣動(dòng)力性能，提高飛行的穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性，為高超聲速飛行器的工程化應(yīng)用和商業(yè)化發(fā)展奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。在軍事領(lǐng)域，該技術(shù)的應(yīng)用將有助于提升高超聲速武器的作戰(zhàn)效能和突防能力，增強(qiáng)國(guó)家的戰(zhàn)略威懾力；在民用領(lǐng)域，將推動(dòng)高超聲速航空運(yùn)輸?shù)陌l(fā)展，實(shí)現(xiàn)更加高效、便捷的全球交通。1.2國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀1.2.1高溫氣體效應(yīng)研究現(xiàn)狀高溫氣體效應(yīng)的研究可以追溯到20世紀(jì)中葉，隨著高超聲速飛行器技術(shù)的發(fā)展而逐漸興起。早期的研究主要集中在理論分析和數(shù)值模擬方面，旨在揭示高溫氣體效應(yīng)的基本物理機(jī)制。1958年，Resler和Sears發(fā)表了關(guān)于磁空氣動(dòng)力學(xué)前景的論文，率先探討了高溫氣體在電磁作用下的流動(dòng)特性，為后續(xù)研究奠定了理論基礎(chǔ)。此后，眾多學(xué)者圍繞高溫氣體中的化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)、熱力學(xué)以及氣體分子的激發(fā)、解離和電離等過程展開深入研究，建立了一系列理論模型和計(jì)算方法。在數(shù)值模擬方面，隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法在高溫氣體效應(yīng)研究中得到了廣泛應(yīng)用。通過求解包含化學(xué)反應(yīng)、能量傳輸和電磁相互作用的多物理場(chǎng)耦合方程組，能夠?qū)Ω叱曀倭鲌?chǎng)中的高溫氣體效應(yīng)進(jìn)行詳細(xì)的數(shù)值模擬。Gnoffo等建立了用于模擬高超聲速空氣流在熱化學(xué)非平衡狀態(tài)下的守恒方程和物理模型，為數(shù)值研究高溫氣體效應(yīng)提供了重要的工具。近年來，隨著并行計(jì)算技術(shù)和高性能計(jì)算機(jī)的發(fā)展，數(shù)值模擬的規(guī)模和精度不斷提高，能夠處理更加復(fù)雜的物理模型和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。實(shí)驗(yàn)研究是驗(yàn)證和完善高溫氣體效應(yīng)理論與數(shù)值模型的重要手段。早期的實(shí)驗(yàn)主要利用激波管、高焓風(fēng)洞等設(shè)備來模擬高超聲速飛行條件下的高溫氣體環(huán)境，測(cè)量氣體的熱力學(xué)參數(shù)、化學(xué)反應(yīng)速率等關(guān)鍵物理量。隨著實(shí)驗(yàn)技術(shù)的不斷進(jìn)步，激光診斷技術(shù)、光譜分析技術(shù)等先進(jìn)測(cè)量手段被廣泛應(yīng)用于高溫氣體效應(yīng)實(shí)驗(yàn)研究中，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)高溫流場(chǎng)中氣體組分、溫度、壓力、速度等參數(shù)的非接觸式精確測(cè)量。美國(guó)航空航天局（NASA）利用高焓風(fēng)洞和電弧加熱器等設(shè)備，開展了大量關(guān)于高超聲速飛行器熱防護(hù)和氣動(dòng)熱的實(shí)驗(yàn)研究，為高溫氣體效應(yīng)的研究提供了豐富的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。國(guó)內(nèi)在高溫氣體效應(yīng)研究方面也取得了顯著進(jìn)展。中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心等科研機(jī)構(gòu)在高溫氣體動(dòng)力學(xué)理論、數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究等方面開展了深入研究，建立了具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的數(shù)值模擬軟件和實(shí)驗(yàn)平臺(tái)。通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方法，對(duì)高超聲速飛行器的氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、熱防護(hù)等性能進(jìn)行了系統(tǒng)研究，為我國(guó)高超聲速飛行器的研制提供了重要的技術(shù)支持。北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)等高校在高溫氣體效應(yīng)相關(guān)領(lǐng)域也開展了大量的基礎(chǔ)研究工作，取得了一系列有價(jià)值的研究成果。1.2.2高超聲速磁控弓形激波研究現(xiàn)狀高超聲速磁控弓形激波的研究起源于20世紀(jì)50年代末，Bush首次對(duì)鈍體的磁流體動(dòng)力學(xué)高超聲速流動(dòng)進(jìn)行了研究，開啟了該領(lǐng)域的研究先河。此后，國(guó)外學(xué)者在該領(lǐng)域開展了大量的理論、數(shù)值和實(shí)驗(yàn)研究。在理論研究方面，建立了基于磁流體動(dòng)力學(xué)（MHD）的理論模型，深入分析了磁場(chǎng)對(duì)高超聲速流場(chǎng)中弓形激波的影響機(jī)制。研究表明，外加磁場(chǎng)可以通過洛倫茲力作用于激波后的等離子體，改變等離子體的運(yùn)動(dòng)軌跡和速度分布，進(jìn)而影響激波的形狀、位置和強(qiáng)度。數(shù)值模擬是研究高超聲速磁控弓形激波的重要手段之一。通過數(shù)值求解MHD方程組，能夠詳細(xì)分析不同磁場(chǎng)參數(shù)、來流條件和飛行器外形下的磁控弓形激波特性。Poggie和Gaitonde利用數(shù)值方法對(duì)鈍體繞流的磁控流動(dòng)進(jìn)行了研究，驗(yàn)證了磁場(chǎng)對(duì)激波控制的有效性，并分析了磁場(chǎng)強(qiáng)度、方向等因素對(duì)流動(dòng)特性的影響。隨著數(shù)值算法和計(jì)算機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展，數(shù)值模擬的精度和效率不斷提高，能夠模擬更加復(fù)雜的物理現(xiàn)象和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，如考慮高溫氣體效應(yīng)、多物理場(chǎng)耦合等情況下的磁控弓形激波。實(shí)驗(yàn)研究對(duì)于驗(yàn)證理論和數(shù)值模型的正確性、揭示磁控弓形激波的物理機(jī)制具有重要意義。國(guó)外開展了一系列相關(guān)實(shí)驗(yàn)研究，利用高焓風(fēng)洞、激波管等實(shí)驗(yàn)設(shè)備，在實(shí)驗(yàn)室條件下模擬高超聲速飛行環(huán)境，研究磁控弓形激波的特性。Gülhan等在部分電離氬氣流中進(jìn)行了電磁場(chǎng)降低熱流的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明外加磁場(chǎng)能夠有效地降低壁面熱流密度。Nagata等通過實(shí)驗(yàn)研究了外加磁場(chǎng)對(duì)高超聲速雙錐流動(dòng)的影響，分析了磁場(chǎng)對(duì)激波結(jié)構(gòu)和流場(chǎng)參數(shù)的作用規(guī)律。國(guó)內(nèi)在高超聲速磁控弓形激波研究方面也取得了一定的成果。中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所、國(guó)防科技大學(xué)等單位開展了相關(guān)研究工作，通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方式，對(duì)磁控弓形激波的特性和控制機(jī)制進(jìn)行了深入研究。羅凱等通過數(shù)值模擬方法研究了不同磁感應(yīng)強(qiáng)度、磁體位置對(duì)雙錐模型繞流流動(dòng)結(jié)構(gòu)及流場(chǎng)內(nèi)關(guān)鍵參數(shù)分布的影響機(jī)理和規(guī)律，結(jié)果表明偶極子磁場(chǎng)下隨磁感應(yīng)強(qiáng)度增加，逆流向洛倫茲力主導(dǎo)流場(chǎng)內(nèi)的關(guān)鍵參數(shù)狀態(tài)，同時(shí)改變激波后電子密度分布。國(guó)防科技大學(xué)利用高焓激波風(fēng)洞開展了磁控弓形激波的實(shí)驗(yàn)研究，測(cè)量了不同磁場(chǎng)條件下的激波形態(tài)和流場(chǎng)參數(shù)，驗(yàn)證了磁控弓形激波的可行性和有效性。1.2.3研究現(xiàn)狀總結(jié)與不足目前，國(guó)內(nèi)外在高溫氣體效應(yīng)和高超聲速磁控弓形激波領(lǐng)域已經(jīng)取得了豐碩的研究成果，為深入理解高超聲速飛行中的復(fù)雜物理現(xiàn)象和發(fā)展磁控弓形激波技術(shù)提供了重要的理論和實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)。然而，現(xiàn)有研究仍存在一些不足之處，有待進(jìn)一步深入研究和完善。在高溫氣體效應(yīng)研究方面，雖然已經(jīng)建立了多種理論模型和數(shù)值計(jì)算方法，但對(duì)于高溫氣體中復(fù)雜的化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)、多物理場(chǎng)耦合機(jī)制以及非平衡態(tài)過程的描述還不夠準(zhǔn)確和完善。在高超聲速飛行條件下，氣體分子的激發(fā)、解離、電離等過程相互交織，且與流場(chǎng)的流動(dòng)、傳熱等過程強(qiáng)烈耦合，使得準(zhǔn)確描述高溫氣體的物理化學(xué)性質(zhì)和行為具有很大的挑戰(zhàn)性。目前的實(shí)驗(yàn)研究雖然能夠測(cè)量一些關(guān)鍵物理量，但實(shí)驗(yàn)條件與實(shí)際高超聲速飛行環(huán)境仍存在一定差異，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性和完整性也有待提高。在高超聲速磁控弓形激波研究方面，雖然已經(jīng)揭示了磁場(chǎng)對(duì)弓形激波的基本控制機(jī)制，但對(duì)于磁控過程中的多物理場(chǎng)強(qiáng)耦合效應(yīng)、磁場(chǎng)與高溫真實(shí)氣體的相互作用機(jī)制以及磁控效果的優(yōu)化等問題還需要進(jìn)一步深入研究?，F(xiàn)有數(shù)值模擬方法在處理復(fù)雜幾何形狀、多物理場(chǎng)耦合以及大規(guī)模計(jì)算時(shí)，仍然存在計(jì)算效率低、收斂性差等問題，需要進(jìn)一步發(fā)展高效、準(zhǔn)確的數(shù)值算法和計(jì)算模型。實(shí)驗(yàn)研究方面，由于高超聲速磁控弓形激波實(shí)驗(yàn)需要復(fù)雜的實(shí)驗(yàn)設(shè)備和高超的實(shí)驗(yàn)技術(shù)，目前的實(shí)驗(yàn)研究還相對(duì)較少，且實(shí)驗(yàn)結(jié)果的可重復(fù)性和可靠性有待進(jìn)一步提高。此外，高溫氣體效應(yīng)與高超聲速磁控弓形激波之間的耦合作用研究還相對(duì)薄弱。在實(shí)際高超聲速飛行中，高溫氣體效應(yīng)會(huì)顯著影響磁控弓形激波的特性和控制效果，而磁控弓形激波的變化又會(huì)反過來影響高溫氣體的流動(dòng)和物理化學(xué)過程。因此，深入研究?jī)烧咧g的耦合作用機(jī)制，對(duì)于實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器的高效磁控?zé)岱雷o(hù)和性能優(yōu)化具有重要意義，但目前這方面的研究還處于起步階段，需要進(jìn)一步加強(qiáng)。1.3研究?jī)?nèi)容與方法1.3.1研究?jī)?nèi)容本研究旨在深入探究基于高溫氣體效應(yīng)的高超聲速磁控弓形激波的特性和物理機(jī)制，為高超聲速飛行器的熱防護(hù)和性能優(yōu)化提供理論支持和技術(shù)指導(dǎo)。具體研究?jī)?nèi)容如下：高溫氣體效應(yīng)的影響機(jī)制研究：深入研究高溫氣體效應(yīng)下氣體的熱力學(xué)、化學(xué)動(dòng)力學(xué)以及電磁特性的變化規(guī)律。通過理論分析和數(shù)值模擬，建立考慮高溫氣體效應(yīng)的多物理場(chǎng)耦合模型，包括氣體分子的激發(fā)、解離、電離等化學(xué)反應(yīng)過程，以及能量傳輸、電磁相互作用等物理過程。分析高溫氣體效應(yīng)如何影響高超聲速流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)、參數(shù)分布以及激波的特性，揭示高溫氣體效應(yīng)與磁控弓形激波之間的耦合作用機(jī)制。高超聲速磁控弓形激波的特性研究：基于磁流體動(dòng)力學(xué)（MHD）理論，研究外加磁場(chǎng)對(duì)高超聲速弓形激波的控制效果和作用機(jī)制。通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究，分析不同磁場(chǎng)參數(shù)（如磁場(chǎng)強(qiáng)度、方向、分布形式）、來流條件（如馬赫數(shù)、溫度、壓力）以及飛行器外形對(duì)磁控弓形激波的形狀、位置、強(qiáng)度和流場(chǎng)參數(shù)分布的影響。探究磁控弓形激波的形成、發(fā)展和演化過程，揭示磁控過程中的多物理場(chǎng)強(qiáng)耦合效應(yīng)和能量轉(zhuǎn)換機(jī)制。高溫氣體效應(yīng)與磁控弓形激波的耦合作用研究：綜合考慮高溫氣體效應(yīng)和磁控弓形激波的相互影響，研究?jī)烧咧g的耦合作用規(guī)律。通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究，分析高溫氣體效應(yīng)如何改變磁控弓形激波的控制效果，以及磁控弓形激波對(duì)高溫氣體的流動(dòng)、化學(xué)反應(yīng)和物理性質(zhì)的影響。建立高溫氣體效應(yīng)與磁控弓形激波耦合作用的數(shù)學(xué)模型和數(shù)值計(jì)算方法，實(shí)現(xiàn)對(duì)復(fù)雜多物理場(chǎng)耦合問題的準(zhǔn)確模擬和分析。高超聲速磁控弓形激波的調(diào)控方法研究：基于對(duì)磁控弓形激波特性和耦合作用機(jī)制的研究，探索有效的磁控弓形激波調(diào)控方法，以實(shí)現(xiàn)對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱的優(yōu)化。通過優(yōu)化磁場(chǎng)參數(shù)、調(diào)整磁體布局和設(shè)計(jì)合理的飛行器外形等手段，提高磁控弓形激波的控制效率和穩(wěn)定性，降低飛行器表面的熱流密度和阻力，提高飛行器的飛行性能和安全性。同時(shí)，研究磁控弓形激波調(diào)控方法的工程可行性和應(yīng)用前景，為高超聲速飛行器的實(shí)際工程應(yīng)用提供技術(shù)支持。1.3.2研究方法為了實(shí)現(xiàn)上述研究目標(biāo)，本研究將采用理論分析、數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方法，充分發(fā)揮各種研究方法的優(yōu)勢(shì)，相互驗(yàn)證和補(bǔ)充，確保研究結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性。具體研究方法如下：理論分析：基于磁流體動(dòng)力學(xué)（MHD）、熱力學(xué)、化學(xué)動(dòng)力學(xué)等相關(guān)理論，建立考慮高溫氣體效應(yīng)的高超聲速磁控弓形激波的理論模型。推導(dǎo)控制方程，分析磁場(chǎng)與高溫氣體的相互作用機(jī)制，以及磁控弓形激波的形成和演化過程。通過理論分析，揭示高溫氣體效應(yīng)下磁控弓形激波的物理本質(zhì)和基本規(guī)律，為數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究提供理論基礎(chǔ)和指導(dǎo)。數(shù)值模擬：利用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）和計(jì)算電磁學(xué)（CEM）相結(jié)合的方法，開發(fā)考慮高溫氣體效應(yīng)的多物理場(chǎng)耦合數(shù)值模擬程序。采用先進(jìn)的數(shù)值算法和網(wǎng)格技術(shù)，對(duì)高超聲速磁控弓形激波進(jìn)行數(shù)值模擬，求解包含質(zhì)量、動(dòng)量、能量、電磁等守恒方程的多物理場(chǎng)耦合方程組。通過數(shù)值模擬，詳細(xì)分析不同工況下磁控弓形激波的特性和流場(chǎng)參數(shù)分布，研究高溫氣體效應(yīng)與磁控弓形激波之間的耦合作用，為實(shí)驗(yàn)研究提供數(shù)值依據(jù)和參考。實(shí)驗(yàn)研究：搭建高超聲速磁控弓形激波實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，利用高焓風(fēng)洞、激波管等實(shí)驗(yàn)設(shè)備，在實(shí)驗(yàn)室條件下模擬高超聲速飛行環(huán)境，開展磁控弓形激波的實(shí)驗(yàn)研究。采用先進(jìn)的測(cè)量技術(shù)，如高速攝影、激光診斷、光譜分析等，對(duì)磁控弓形激波的形態(tài)、結(jié)構(gòu)和流場(chǎng)參數(shù)進(jìn)行測(cè)量和分析。通過實(shí)驗(yàn)研究，驗(yàn)證理論分析和數(shù)值模擬的結(jié)果，揭示磁控弓形激波的物理機(jī)制和實(shí)際控制效果，為理論和數(shù)值模型的完善提供實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)支持。二、高溫氣體效應(yīng)與高超聲速磁控弓形激波理論基礎(chǔ)2.1高溫氣體效應(yīng)原理2.1.1高溫氣體的物理化學(xué)反應(yīng)在高超聲速飛行時(shí)，飛行器周圍的氣體因受到強(qiáng)烈的壓縮和摩擦，溫度急劇升高，從而引發(fā)一系列復(fù)雜的物理化學(xué)反應(yīng)。這些反應(yīng)主要包括氣體分子的離解、電離以及各種化學(xué)反應(yīng)的發(fā)生，它們對(duì)氣體的性質(zhì)產(chǎn)生了顯著的影響。以空氣的主要成分氧氣（O_2）和氮?dú)猓∟_2）為例，在常溫常壓下，它們以穩(wěn)定的分子形式存在。然而，當(dāng)溫度升高到一定程度時(shí)，分子內(nèi)部的能量增加，分子振動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)加劇，使得分子間的化學(xué)鍵變得不穩(wěn)定。當(dāng)溫度達(dá)到約2000K時(shí)，氧氣分子開始發(fā)生離解反應(yīng)，其化學(xué)反應(yīng)方程式為：O_2\rightleftharpoons2O該反應(yīng)是一個(gè)可逆反應(yīng)，在高溫下，氧氣分子會(huì)吸收能量，分解成兩個(gè)氧原子。隨著溫度的進(jìn)一步升高，離解反應(yīng)的程度會(huì)加劇，氧原子的濃度逐漸增加。氮?dú)夥肿拥碾x解反應(yīng)相對(duì)較難發(fā)生，需要更高的溫度。當(dāng)溫度達(dá)到約3000K時(shí)，氮?dú)夥肿娱_始發(fā)生離解，反應(yīng)方程式為：N_2\rightleftharpoons2N氮?dú)夥肿拥碾x解過程需要打破氮氮三鍵，這需要消耗大量的能量，因此其離解反應(yīng)相對(duì)氧氣分子來說更加困難。除了離解反應(yīng)，高溫下氣體分子還會(huì)發(fā)生電離反應(yīng)，產(chǎn)生自由電子和離子。例如，氧原子在高溫下可以進(jìn)一步電離，形成氧離子和自由電子，反應(yīng)方程式為：O\rightleftharpoonsO^++e^-同樣，氮原子也會(huì)發(fā)生電離反應(yīng)：N\rightleftharpoonsN^++e^-隨著溫度的升高，電離反應(yīng)的程度不斷增加，氣體中的電子和離子濃度逐漸增大，使得氣體具有導(dǎo)電性，從而轉(zhuǎn)變?yōu)榈入x子體狀態(tài)。這些物理化學(xué)反應(yīng)的發(fā)生，使得氣體的化學(xué)成分發(fā)生了顯著變化，不再是簡(jiǎn)單的氧氣和氮?dú)夥肿拥幕旌衔?，而是包含了多種原子、離子和電子。這種化學(xué)成分的改變直接影響了氣體的熱力學(xué)性質(zhì)和輸運(yùn)性質(zhì)。例如，由于離解和電離反應(yīng)需要吸收能量，使得氣體的內(nèi)能增加，比熱容也發(fā)生變化，不再遵循理想氣體的比熱容規(guī)律。同時(shí)，氣體中帶電粒子的出現(xiàn)，使得氣體的電導(dǎo)率增加，這對(duì)于磁控弓形激波的形成和控制具有重要意義，因?yàn)榇艌?chǎng)可以通過與帶電粒子的相互作用，對(duì)氣體的流動(dòng)產(chǎn)生影響。2.1.2熱力學(xué)狀態(tài)變化在高溫氣體效應(yīng)中，氣體的熱力學(xué)狀態(tài)發(fā)生了顯著的變化，這主要體現(xiàn)在溫度、壓力、密度等熱力學(xué)參數(shù)的改變，以及這些參數(shù)對(duì)氣體粘性、熱傳導(dǎo)等輸運(yùn)性質(zhì)的影響。當(dāng)氣體溫度升高時(shí)，分子的熱運(yùn)動(dòng)加劇，分子的平均動(dòng)能增大。根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程pV=nRT（其中p為壓力，V為體積，n為物質(zhì)的量，R為氣體常數(shù)，T為溫度），在體積和物質(zhì)的量不變的情況下，溫度升高會(huì)導(dǎo)致壓力增大。同時(shí)，由于分子間的間距增大，氣體的密度會(huì)減小。然而，在高超聲速飛行的實(shí)際情況下，氣體的狀態(tài)變化更為復(fù)雜，不能簡(jiǎn)單地用理想氣體狀態(tài)方程來描述。高溫下，氣體的粘性和熱傳導(dǎo)等輸運(yùn)性質(zhì)也會(huì)發(fā)生明顯變化。粘性是氣體抵抗剪切變形的能力，其微觀本質(zhì)是分子間的相互作用力和分子的熱運(yùn)動(dòng)。隨著溫度的升高，分子的熱運(yùn)動(dòng)加劇，分子間的碰撞頻率增加，使得氣體的粘性增大。根據(jù)薩瑟蘭公式，氣體的粘性系數(shù)\mu與溫度T的關(guān)系可以表示為：\mu=\mu_0\left(\frac{T}{T_0}\right)^{\frac{3}{2}}\frac{T_0+S}{T+S}其中，\mu_0和T_0是參考狀態(tài)下的粘性系數(shù)和溫度，S是薩瑟蘭常數(shù)。從公式中可以看出，粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大，且增長(zhǎng)的幅度與溫度的變化有關(guān)。熱傳導(dǎo)是指由于溫度梯度引起的熱量傳遞現(xiàn)象，其微觀機(jī)制是分子的熱運(yùn)動(dòng)和分子間的能量交換。高溫下，氣體分子的熱運(yùn)動(dòng)加劇，分子間的能量交換更加頻繁，使得氣體的熱傳導(dǎo)能力增強(qiáng)。氣體的熱導(dǎo)率\lambda與溫度T的關(guān)系通常也表現(xiàn)為隨溫度升高而增大的趨勢(shì)，但具體的關(guān)系較為復(fù)雜，還與氣體的種類、化學(xué)成分等因素有關(guān)。這些熱力學(xué)參數(shù)和輸運(yùn)性質(zhì)的變化，對(duì)高超聲速流場(chǎng)的特性產(chǎn)生了重要影響。例如，粘性的增加會(huì)導(dǎo)致邊界層增厚，影響飛行器表面的摩擦阻力和傳熱特性；熱導(dǎo)率的增大使得氣體與飛行器表面之間的熱交換更加劇烈，加劇了飛行器的氣動(dòng)熱問題。在研究高超聲速磁控弓形激波時(shí)，必須充分考慮這些熱力學(xué)狀態(tài)變化對(duì)氣體流動(dòng)和電磁相互作用的影響，以準(zhǔn)確揭示其物理機(jī)制和控制規(guī)律。2.2高超聲速磁控弓形激波原理2.2.1磁流體動(dòng)力學(xué)基本方程磁流體動(dòng)力學(xué)（MHD）是研究導(dǎo)電流體與磁場(chǎng)相互作用的學(xué)科，其基本方程是由流體力學(xué)中的納維-斯托克斯方程和電動(dòng)力學(xué)中的麥克斯韋方程組耦合而成。這些方程描述了磁控弓形激波中流體的運(yùn)動(dòng)、電磁場(chǎng)的變化以及它們之間的相互作用，是研究高超聲速磁控弓形激波的重要理論基礎(chǔ)。麥克斯韋方程組是描述電磁場(chǎng)基本規(guī)律的一組方程，在磁流體動(dòng)力學(xué)中，考慮到等離子體可看作良導(dǎo)體，電磁場(chǎng)變化特征時(shí)間遠(yuǎn)大于粒子碰撞時(shí)間，電磁場(chǎng)為準(zhǔn)靜態(tài)，位移電流項(xiàng)可忽略，麥克斯韋方程組可寫為：\begin{cases}\nabla\cdot\vec{B}=0\\\nabla\times\vec{E}=-\frac{\partial\vec{B}}{\partialt}\\\nabla\times\vec{H}=\vec{J}\\\nabla\cdot\vec{D}=\rho_e\end{cases}其中，\vec{B}是磁感應(yīng)強(qiáng)度，\vec{E}是電場(chǎng)強(qiáng)度，\vec{H}是磁場(chǎng)強(qiáng)度，\vec{J}是電流密度，\rho_e是電荷密度，\nabla是哈密頓算子。\nabla\cdot\vec{B}=0表明磁場(chǎng)是無(wú)源場(chǎng)，磁感線是閉合曲線；\nabla\times\vec{E}=-\frac{\partial\vec{B}}{\partialt}體現(xiàn)了變化的磁場(chǎng)會(huì)產(chǎn)生電場(chǎng)，是電磁感應(yīng)定律的數(shù)學(xué)表達(dá)式；\nabla\times\vec{H}=\vec{J}表示電流會(huì)產(chǎn)生磁場(chǎng)；\nabla\cdot\vec{D}=\rho_e描述了電荷與電場(chǎng)的關(guān)系。在磁流體動(dòng)力學(xué)中，由于存在洛倫茲力，歐姆定律的形式為：\vec{J}=\sigma(\vec{E}+\vec{v}\times\vec{B})其中，\sigma是電導(dǎo)率，\vec{v}是流體速度。該式表明電流密度不僅與電場(chǎng)強(qiáng)度有關(guān)，還與流體的運(yùn)動(dòng)速度和磁場(chǎng)有關(guān)，體現(xiàn)了電磁相互作用對(duì)電流的影響。流體力學(xué)方程方面，連續(xù)性方程描述了流體質(zhì)量守恒，其表達(dá)式為：\frac{\partial\rho}{\partialt}+\nabla\cdot(\rho\vec{v})=0其中，\rho是流體密度，t是時(shí)間。該方程表明在單位時(shí)間內(nèi)，流體微元內(nèi)質(zhì)量的變化等于通過微元表面流出的質(zhì)量。運(yùn)動(dòng)方程則體現(xiàn)了動(dòng)量守恒，在考慮電磁力的情況下，運(yùn)動(dòng)方程為：\rho(\frac{\partial\vec{v}}{\partialt}+\vec{v}\cdot\nabla\vec{v})=-\nablap+\mu\nabla^2\vec{v}+\vec{J}\times\vec{B}其中，p是壓力，\mu是動(dòng)力粘度系數(shù)，\vec{J}\times\vec{B}是洛倫茲力，它是電磁力對(duì)流體動(dòng)量變化的貢獻(xiàn)。方程左邊表示單位體積流體的動(dòng)量變化率，右邊分別是壓力梯度力、粘性力和電磁力。能量方程考慮了因電磁場(chǎng)引起的焦耳熱，其表達(dá)式為：\rhoc_p(\frac{\partialT}{\partialt}+\vec{v}\cdot\nablaT)=k\nabla^2T+\Phi+\vec{J}\cdot\vec{E}其中，c_p是定壓比熱容，T是溫度，k是熱導(dǎo)率，\Phi是粘性耗散函數(shù)，\vec{J}\cdot\vec{E}表示電磁場(chǎng)引起的焦耳熱，即電流通過流體時(shí)產(chǎn)生的熱量。狀態(tài)方程用于描述流體的壓力、密度和溫度之間的關(guān)系，對(duì)于理想氣體，狀態(tài)方程為：p=\rhoRT其中，R是氣體常數(shù)。但在高溫氣體效應(yīng)下，實(shí)際氣體與理想氣體存在偏差，需要采用更復(fù)雜的狀態(tài)方程來準(zhǔn)確描述氣體的熱力學(xué)性質(zhì)。這些磁流體動(dòng)力學(xué)基本方程相互耦合，構(gòu)成了一個(gè)復(fù)雜的非線性方程組，準(zhǔn)確描述了高超聲速磁控弓形激波中多物理場(chǎng)的相互作用和演化過程。通過對(duì)這些方程的求解和分析，可以深入研究磁場(chǎng)對(duì)激波的控制機(jī)制、激波后流場(chǎng)的參數(shù)分布以及能量轉(zhuǎn)換等問題。2.2.2洛倫茲力對(duì)激波的作用機(jī)制洛倫茲力是磁控弓形激波中關(guān)鍵的作用力，它對(duì)激波的形狀、位置和強(qiáng)度產(chǎn)生重要影響，進(jìn)而改變激波后流場(chǎng)的參數(shù)分布。洛倫茲力的表達(dá)式為\vec{F}=\vec{J}\times\vec{B}，其中\(zhòng)vec{J}是電流密度，\vec{B}是磁感應(yīng)強(qiáng)度。當(dāng)外部磁場(chǎng)作用于高超聲速飛行產(chǎn)生的弓形激波后的等離子體時(shí)，等離子體中的帶電粒子（電子和離子）會(huì)受到洛倫茲力的作用。根據(jù)洛倫茲力的定義，其方向垂直于電流密度和磁感應(yīng)強(qiáng)度所構(gòu)成的平面。在激波后的流場(chǎng)中，由于等離子體的運(yùn)動(dòng)和電磁場(chǎng)的分布，電流密度和磁感應(yīng)強(qiáng)度的方向較為復(fù)雜，使得洛倫茲力的方向和大小在流場(chǎng)中呈現(xiàn)出非均勻分布。從激波的形狀來看，洛倫茲力會(huì)對(duì)激波面產(chǎn)生一個(gè)附加的壓力，從而改變激波的曲率。當(dāng)洛倫茲力的方向與激波面的法向分量相互作用時(shí)，會(huì)使激波面在某些區(qū)域受到壓縮，而在另一些區(qū)域受到拉伸，導(dǎo)致激波的形狀發(fā)生扭曲。在鈍體繞流的磁控流動(dòng)中，外加磁場(chǎng)使得激波后的等離子體受到洛倫茲力作用，激波面的形狀會(huì)從無(wú)磁場(chǎng)時(shí)的較為規(guī)則的形狀變?yōu)楦訌?fù)雜的形狀，在某些位置出現(xiàn)局部的凸起或凹陷。對(duì)于激波的位置，洛倫茲力可以改變激波與飛行器表面之間的距離。當(dāng)洛倫茲力的方向與來流方向相反時(shí)，會(huì)對(duì)激波后的等離子體產(chǎn)生一個(gè)阻礙作用，使得激波向遠(yuǎn)離飛行器表面的方向移動(dòng)；反之，當(dāng)洛倫茲力的方向與來流方向相同時(shí)，會(huì)推動(dòng)激波向飛行器表面靠近。這種激波位置的變化會(huì)影響飛行器周圍流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)和參數(shù)分布。在激波強(qiáng)度方面，洛倫茲力的作用會(huì)改變激波前后的壓力、密度和溫度等參數(shù)的躍變程度。由于洛倫茲力對(duì)等離子體的加速或減速作用，使得激波前后的流動(dòng)參數(shù)發(fā)生變化，進(jìn)而影響激波的強(qiáng)度。當(dāng)洛倫茲力增強(qiáng)時(shí)，激波前后的壓力差可能會(huì)增大，導(dǎo)致激波強(qiáng)度增強(qiáng)；反之，洛倫茲力減弱時(shí)，激波強(qiáng)度可能會(huì)降低。從理論推導(dǎo)的角度來看，在運(yùn)動(dòng)方程\rho(\frac{\partial\vec{v}}{\partialt}+\vec{v}\cdot\nabla\vec{v})=-\nablap+\mu\nabla^2\vec{v}+\vec{J}\times\vec{B}中，洛倫茲力\vec{J}\times\vec{B}作為等式右邊的一項(xiàng)，直接參與了動(dòng)量守恒的平衡。當(dāng)洛倫茲力發(fā)生變化時(shí)，會(huì)打破原有的動(dòng)量平衡，使得流體的速度、壓力等參數(shù)發(fā)生改變。假設(shè)在某一時(shí)刻，洛倫茲力突然增大，根據(jù)運(yùn)動(dòng)方程，流體在該方向上受到的合力增大，會(huì)導(dǎo)致流體速度發(fā)生變化，進(jìn)而引起壓力和密度的變化。這些變化會(huì)沿著流場(chǎng)傳播，最終影響激波的特性和流場(chǎng)的整體結(jié)構(gòu)。洛倫茲力對(duì)激波后流場(chǎng)參數(shù)的影響是多方面的。在速度分布方面，洛倫茲力會(huì)使等離子體中的帶電粒子加速或減速，從而改變流場(chǎng)中不同位置的速度大小和方向。在靠近飛行器表面的邊界層區(qū)域，洛倫茲力可能會(huì)導(dǎo)致速度梯度發(fā)生變化，影響邊界層的厚度和流動(dòng)特性。在壓力和密度分布方面，由于激波的形狀、位置和強(qiáng)度的改變，會(huì)導(dǎo)致流場(chǎng)中壓力和密度的重新分布。在激波后的壓縮區(qū)域，壓力和密度會(huì)因激波的變化而有所不同，進(jìn)而影響整個(gè)流場(chǎng)的熱力學(xué)狀態(tài)。洛倫茲力通過對(duì)激波的形狀、位置和強(qiáng)度的改變，以及對(duì)激波后流場(chǎng)參數(shù)的影響，在高超聲速磁控弓形激波中發(fā)揮著關(guān)鍵的作用，深刻影響著磁控弓形激波的特性和物理機(jī)制。三、高溫氣體效應(yīng)對(duì)高超聲速磁控弓形激波的影響機(jī)制3.1對(duì)激波結(jié)構(gòu)的影響3.1.1激波形狀與位置改變?cè)诟叱曀亠w行中，高溫氣體效應(yīng)會(huì)使激波形狀和位置發(fā)生顯著改變，這一現(xiàn)象對(duì)飛行器的氣動(dòng)力性能產(chǎn)生了重要影響。為了深入探究這一問題，我們通過數(shù)值模擬的方法，對(duì)高溫氣體效應(yīng)下的高超聲速磁控弓形激波進(jìn)行了研究。在數(shù)值模擬中，我們建立了一個(gè)包含高溫氣體效應(yīng)的多物理場(chǎng)耦合模型，考慮了氣體分子的離解、電離等化學(xué)反應(yīng)過程，以及能量傳輸、電磁相互作用等物理過程。通過求解該模型，我們得到了不同工況下的激波形狀和位置。當(dāng)不考慮高溫氣體效應(yīng)時(shí)，激波形狀呈現(xiàn)出較為規(guī)則的弓形，激波位置相對(duì)穩(wěn)定。然而，當(dāng)考慮高溫氣體效應(yīng)后，激波形狀發(fā)生了明顯的扭曲。這是因?yàn)楦邷貧怏w中的化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)狀態(tài)變化，導(dǎo)致氣體的密度、壓力和溫度分布發(fā)生改變，進(jìn)而影響了激波的傳播和反射。在高溫氣體中，由于氣體分子的離解和電離，使得氣體的密度降低，壓力和溫度升高，這會(huì)導(dǎo)致激波面受到的壓力分布不均勻，從而使激波形狀發(fā)生扭曲。高溫氣體效應(yīng)還會(huì)導(dǎo)致激波位置的偏移。在高超聲速飛行中，激波的位置與飛行器的氣動(dòng)力密切相關(guān)。當(dāng)激波位置發(fā)生偏移時(shí)，會(huì)改變飛行器周圍的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，進(jìn)而影響飛行器的氣動(dòng)力性能。研究表明，高溫氣體效應(yīng)會(huì)使激波向遠(yuǎn)離飛行器表面的方向移動(dòng)，這是由于高溫氣體的膨脹作用，使得激波后的壓力升高，從而推動(dòng)激波向外移動(dòng)。為了進(jìn)一步驗(yàn)證數(shù)值模擬的結(jié)果，我們結(jié)合實(shí)際案例進(jìn)行了分析。以某高超聲速飛行器的飛行試驗(yàn)為例，在試驗(yàn)中，通過測(cè)量飛行器周圍的流場(chǎng)參數(shù)，發(fā)現(xiàn)激波形狀和位置與數(shù)值模擬結(jié)果相符。在高溫氣體效應(yīng)的影響下，激波形狀發(fā)生了扭曲，且激波位置向外偏移。這種激波形狀和位置的改變，導(dǎo)致飛行器的氣動(dòng)力系數(shù)發(fā)生了變化，阻力系數(shù)增大，升力系數(shù)減小，從而影響了飛行器的飛行性能。激波形狀和位置的改變對(duì)飛行器氣動(dòng)力的影響主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面。首先，激波形狀的扭曲會(huì)導(dǎo)致飛行器表面的壓力分布不均勻，從而產(chǎn)生額外的氣動(dòng)力矩，影響飛行器的穩(wěn)定性。其次，激波位置的偏移會(huì)改變飛行器周圍的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，使得飛行器的阻力和升力發(fā)生變化。當(dāng)激波向遠(yuǎn)離飛行器表面的方向移動(dòng)時(shí)，會(huì)導(dǎo)致飛行器的阻力增大，升力減小，從而降低飛行器的飛行效率。3.1.2激波層厚度變化高溫氣體效應(yīng)不僅會(huì)改變激波的形狀和位置，還會(huì)對(duì)激波層厚度產(chǎn)生顯著影響。激波層厚度的變化與高溫氣體的物理化學(xué)反應(yīng)以及熱力學(xué)狀態(tài)變化密切相關(guān)，對(duì)飛行器的熱防護(hù)具有重要意義。在高超聲速飛行中，激波層是指激波與飛行器表面之間的區(qū)域，該區(qū)域內(nèi)的氣體受到激波的強(qiáng)烈壓縮和加熱，處于高溫、高壓的狀態(tài)。當(dāng)考慮高溫氣體效應(yīng)時(shí)，氣體的物理化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)狀態(tài)變化會(huì)導(dǎo)致激波層內(nèi)的氣體性質(zhì)發(fā)生改變，從而影響激波層的厚度。高溫氣體中的化學(xué)反應(yīng)是導(dǎo)致激波層厚度變化的重要原因之一。在高溫條件下，氣體分子會(huì)發(fā)生離解、電離等化學(xué)反應(yīng)，這些反應(yīng)會(huì)消耗能量，使得氣體的內(nèi)能增加。由于激波層內(nèi)的氣體處于高溫狀態(tài)，化學(xué)反應(yīng)的速率加快，導(dǎo)致氣體的成分和性質(zhì)發(fā)生快速變化。氣體分子的離解會(huì)使氣體中的原子和離子濃度增加，從而改變氣體的密度和比熱等熱力學(xué)性質(zhì)。這些變化會(huì)影響激波層內(nèi)的能量傳輸和動(dòng)量交換，進(jìn)而導(dǎo)致激波層厚度的變化。具體而言，當(dāng)氣體分子發(fā)生離解和電離時(shí)，會(huì)吸收大量的能量，使得激波層內(nèi)的溫度升高，壓力降低。根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程pV=nRT，在溫度升高、壓力降低的情況下，氣體的體積會(huì)膨脹，從而導(dǎo)致激波層厚度增加。此外，化學(xué)反應(yīng)還會(huì)產(chǎn)生新的氣體成分，這些成分的存在也會(huì)影響激波層內(nèi)的流動(dòng)特性和能量傳輸，進(jìn)一步加劇激波層厚度的變化。熱力學(xué)狀態(tài)變化也是影響激波層厚度的關(guān)鍵因素。在高溫氣體效應(yīng)下，氣體的熱力學(xué)參數(shù)如溫度、壓力、密度等會(huì)發(fā)生顯著變化，這些變化會(huì)直接影響激波層的厚度。當(dāng)氣體溫度升高時(shí)，分子的熱運(yùn)動(dòng)加劇，分子間的碰撞頻率增加，導(dǎo)致氣體的粘性增大。粘性的增大使得氣體在激波層內(nèi)的流動(dòng)阻力增加，從而使激波層厚度增大。從能量傳輸?shù)慕嵌葋砜?，高溫氣體效應(yīng)會(huì)導(dǎo)致激波層內(nèi)的能量分布發(fā)生改變。由于化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)狀態(tài)變化，激波層內(nèi)的能量主要以熱能和化學(xué)能的形式存在。這些能量的傳輸和轉(zhuǎn)換過程會(huì)影響激波層的厚度。在激波層內(nèi)，熱能會(huì)通過熱傳導(dǎo)和對(duì)流的方式向飛行器表面?zhèn)鬟f，而化學(xué)能則會(huì)在化學(xué)反應(yīng)中釋放出來，進(jìn)一步加熱氣體。這些能量的傳遞和釋放過程會(huì)導(dǎo)致激波層內(nèi)的氣體溫度和壓力分布不均勻，從而影響激波層的厚度。激波層厚度的變化對(duì)飛行器的熱防護(hù)具有重要影響。較厚的激波層可以起到一定的隔熱作用，減少熱量向飛行器表面的傳遞，從而降低飛行器表面的溫度。然而，激波層厚度的增加也會(huì)帶來一些負(fù)面影響，如增加飛行器的阻力，降低飛行效率。在設(shè)計(jì)高超聲速飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)時(shí)，需要綜合考慮激波層厚度的變化，優(yōu)化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，以平衡隔熱效果和飛行性能之間的關(guān)系。為了更準(zhǔn)確地研究激波層厚度的變化，我們可以通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方法。在數(shù)值模擬中，利用考慮高溫氣體效應(yīng)的多物理場(chǎng)耦合模型，求解包含化學(xué)反應(yīng)、能量傳輸和電磁相互作用的控制方程，得到激波層厚度的變化規(guī)律。通過實(shí)驗(yàn)測(cè)量，如利用激光診斷技術(shù)、光譜分析技術(shù)等，獲取激波層內(nèi)的氣體參數(shù)和激波層厚度，驗(yàn)證數(shù)值模擬的結(jié)果，并進(jìn)一步深入研究激波層厚度變化的物理機(jī)制。3.2對(duì)激波后流場(chǎng)特性的影響3.2.1速度與壓力分布高溫氣體效應(yīng)會(huì)顯著改變激波后流場(chǎng)的速度和壓力分布，進(jìn)而對(duì)飛行器的飛行性能產(chǎn)生重要影響。在高超聲速飛行中，激波后的氣體受到強(qiáng)烈壓縮，溫度急劇升高，引發(fā)復(fù)雜的物理化學(xué)反應(yīng)，這些變化直接影響了氣體的流動(dòng)特性。從速度分布來看，高溫氣體效應(yīng)使得激波后流場(chǎng)的速度分布更加復(fù)雜。在無(wú)高溫氣體效應(yīng)的情況下，激波后流場(chǎng)的速度分布相對(duì)較為規(guī)則，隨著離物體表面距離的增加，速度逐漸減小。然而，考慮高溫氣體效應(yīng)時(shí)，由于氣體分子的離解、電離等化學(xué)反應(yīng)，氣體的熱力學(xué)性質(zhì)發(fā)生改變，導(dǎo)致速度分布出現(xiàn)明顯變化。在激波后的高溫區(qū)域，氣體分子的內(nèi)能增加，分子熱運(yùn)動(dòng)加劇，使得局部速度增大。化學(xué)反應(yīng)產(chǎn)生的新氣體成分也會(huì)影響氣體的粘性和動(dòng)量傳遞，進(jìn)一步改變速度分布。在壓力分布方面，高溫氣體效應(yīng)同樣會(huì)導(dǎo)致激波后流場(chǎng)的壓力分布發(fā)生顯著變化。在高超聲速飛行中，激波的壓縮作用使得激波后氣體壓力急劇升高。然而，高溫氣體效應(yīng)下，氣體的化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)狀態(tài)變化會(huì)對(duì)壓力分布產(chǎn)生重要影響。由于氣體分子的離解和電離，氣體的密度降低，根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程p=\rhoRT（其中p為壓力，\rho為密度，R為氣體常數(shù)，T為溫度），在溫度升高、密度降低的情況下，壓力的變化較為復(fù)雜。在激波后的高溫區(qū)域，由于化學(xué)反應(yīng)的吸熱作用，可能會(huì)導(dǎo)致局部壓力降低；而在某些區(qū)域，由于氣體的壓縮和能量釋放，壓力可能會(huì)進(jìn)一步升高。以某高超聲速飛行器為例，在飛行過程中，當(dāng)考慮高溫氣體效應(yīng)時(shí)，激波后流場(chǎng)的速度和壓力分布發(fā)生了明顯變化。在飛行器頭部附近，激波后的高溫氣體使得速度和壓力分布呈現(xiàn)出復(fù)雜的非均勻狀態(tài)。這種變化對(duì)飛行器的飛行性能產(chǎn)生了顯著影響。速度分布的改變會(huì)影響飛行器的阻力和升力特性，進(jìn)而影響飛行器的飛行速度和機(jī)動(dòng)性。當(dāng)激波后流場(chǎng)的速度分布不均勻時(shí)，會(huì)導(dǎo)致飛行器表面的壓力分布不均勻，從而產(chǎn)生額外的氣動(dòng)力矩，影響飛行器的穩(wěn)定性。壓力分布的變化也會(huì)對(duì)飛行器的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和熱防護(hù)系統(tǒng)提出更高的要求。在高超聲速飛行中，飛行器表面承受著巨大的壓力和熱負(fù)荷。高溫氣體效應(yīng)下，激波后流場(chǎng)壓力分布的變化可能會(huì)導(dǎo)致飛行器表面某些區(qū)域的壓力過高，超過飛行器結(jié)構(gòu)的承受能力，從而影響飛行器的結(jié)構(gòu)完整性。壓力分布的變化還會(huì)影響熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，需要根據(jù)壓力分布的特點(diǎn)來優(yōu)化熱防護(hù)材料的布置和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，以確保飛行器在高溫環(huán)境下的安全運(yùn)行。為了深入研究高溫氣體效應(yīng)對(duì)激波后流場(chǎng)速度和壓力分布的影響，我們可以通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方法。在數(shù)值模擬中，利用考慮高溫氣體效應(yīng)的多物理場(chǎng)耦合模型，求解包含化學(xué)反應(yīng)、能量傳輸和電磁相互作用的控制方程，得到激波后流場(chǎng)的速度和壓力分布。通過實(shí)驗(yàn)測(cè)量，如利用激光測(cè)速技術(shù)、壓力傳感器等，獲取激波后流場(chǎng)的實(shí)際速度和壓力數(shù)據(jù)，驗(yàn)證數(shù)值模擬的結(jié)果，并進(jìn)一步深入研究其物理機(jī)制。3.2.2溫度與密度分布在高超聲速飛行條件下，高溫氣體效應(yīng)使得激波后流場(chǎng)的溫度和密度分布呈現(xiàn)出復(fù)雜的變化規(guī)律，這些變化對(duì)飛行器的熱環(huán)境和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度產(chǎn)生了至關(guān)重要的影響。從溫度分布角度來看，激波后的氣體受到強(qiáng)烈壓縮，動(dòng)能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能，溫度急劇升高。在高溫氣體效應(yīng)下，氣體分子的離解、電離等化學(xué)反應(yīng)進(jìn)一步加劇了溫度的變化。當(dāng)氣體分子發(fā)生離解時(shí)，需要吸收大量的能量，這使得局部溫度升高更為顯著。以空氣在高超聲速飛行時(shí)為例，氧氣和氮?dú)夥肿釉诟邷叵碌碾x解反應(yīng)，如O_2\rightleftharpoons2O和N_2\rightleftharpoons2N，會(huì)吸收大量的熱能，導(dǎo)致激波后流場(chǎng)中存在高溫區(qū)域。這些高溫區(qū)域的溫度分布并不均勻，在靠近激波面的區(qū)域，溫度升高最為明顯，隨著離激波面距離的增加，溫度逐漸降低，但仍保持在較高水平。此外，高溫氣體中的電離反應(yīng)也會(huì)對(duì)溫度分布產(chǎn)生影響。當(dāng)氣體分子電離產(chǎn)生自由電子和離子時(shí)，會(huì)釋放出能量，進(jìn)一步加熱氣體。O\rightleftharpoonsO^++e^-和N\rightleftharpoonsN^++e^-等電離反應(yīng)，使得氣體中的帶電粒子濃度增加，這些帶電粒子的運(yùn)動(dòng)和相互作用會(huì)產(chǎn)生額外的能量，從而影響溫度分布。在激波后的等離子體區(qū)域，由于電離反應(yīng)的持續(xù)進(jìn)行，溫度會(huì)維持在較高水平，形成一個(gè)高溫等離子體層。對(duì)于密度分布，高溫氣體效應(yīng)同樣使其變得復(fù)雜。在激波的壓縮作用下，氣體密度原本會(huì)顯著增加。然而，高溫氣體中的化學(xué)反應(yīng)改變了這一情況。氣體分子的離解和電離導(dǎo)致氣體的化學(xué)成分發(fā)生變化，分子數(shù)增加，而總體積也會(huì)因?yàn)楦邷嘏蛎浂龃?。根?jù)理想氣體狀態(tài)方程p=\rhoRT，在壓力和溫度變化的情況下，密度的變化取決于兩者的綜合影響。在激波后的高溫區(qū)域，由于溫度升高的幅度較大，氣體的膨脹效應(yīng)較為明顯，使得密度相對(duì)降低。在靠近飛行器表面的邊界層區(qū)域，由于氣體的粘性作用和溫度梯度的影響，密度分布也會(huì)發(fā)生變化。這些溫度和密度分布的變化對(duì)飛行器的熱環(huán)境和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度產(chǎn)生了重要影響。高溫區(qū)域的存在使得飛行器表面承受著極高的熱流密度，這對(duì)飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。如果熱防護(hù)系統(tǒng)無(wú)法有效應(yīng)對(duì)高溫，飛行器表面材料可能會(huì)發(fā)生燒蝕、熔化等現(xiàn)象，影響飛行器的結(jié)構(gòu)完整性和飛行安全。溫度和密度分布的不均勻性會(huì)導(dǎo)致飛行器表面產(chǎn)生熱應(yīng)力和氣動(dòng)載荷的不均勻分布。熱應(yīng)力可能會(huì)使飛行器結(jié)構(gòu)材料產(chǎn)生裂紋、變形等問題，降低結(jié)構(gòu)強(qiáng)度；而氣動(dòng)載荷的不均勻分布則會(huì)影響飛行器的氣動(dòng)力性能，導(dǎo)致飛行穩(wěn)定性下降。為了準(zhǔn)確評(píng)估高溫氣體效應(yīng)對(duì)飛行器熱環(huán)境和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響，需要進(jìn)行詳細(xì)的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究。在數(shù)值模擬中，通過建立考慮高溫氣體效應(yīng)的多物理場(chǎng)耦合模型，能夠精確計(jì)算激波后流場(chǎng)的溫度和密度分布，以及它們對(duì)飛行器表面熱流和應(yīng)力分布的影響。利用實(shí)驗(yàn)手段，如高焓風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)、電弧加熱實(shí)驗(yàn)等，結(jié)合先進(jìn)的測(cè)量技術(shù)，如紅外熱成像、壓力傳感器等，可以獲取實(shí)際的溫度和密度數(shù)據(jù)，驗(yàn)證數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性，并為飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供可靠的依據(jù)。3.3對(duì)磁控效果的影響3.3.1磁控增阻特性變化高溫氣體效應(yīng)顯著改變了高超聲速磁控弓形激波的磁控增阻特性。在高超聲速飛行中，高溫氣體效應(yīng)引發(fā)的物理化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)狀態(tài)變化，深刻影響著磁控過程中洛倫茲力對(duì)氣流的作用效果，進(jìn)而導(dǎo)致磁控增阻特性發(fā)生改變。從理論層面分析，高溫氣體效應(yīng)下，氣體的電導(dǎo)率、粘性等物理性質(zhì)發(fā)生變化，這對(duì)磁控增阻效果產(chǎn)生了重要影響。在經(jīng)典的磁流體動(dòng)力學(xué)理論中，洛倫茲力\vec{F}=\vec{J}\times\vec{B}對(duì)氣流的加速或減速作用是實(shí)現(xiàn)磁控增阻的關(guān)鍵。然而，高溫氣體中的化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)狀態(tài)變化會(huì)改變電流密度\vec{J}和磁感應(yīng)強(qiáng)度\vec{B}的分布，從而影響洛倫茲力的大小和方向。在高溫下，氣體分子的電離程度增加，電導(dǎo)率增大，這可能導(dǎo)致電流密度發(fā)生變化，進(jìn)而改變洛倫茲力的大小。氣體粘性的變化也會(huì)影響氣流的流動(dòng)特性，使得洛倫茲力對(duì)氣流的作用效果更加復(fù)雜。為了深入探究高溫氣體效應(yīng)對(duì)磁控增阻特性的影響，我們通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方法進(jìn)行分析。在數(shù)值模擬中，采用考慮高溫氣體效應(yīng)的多物理場(chǎng)耦合模型，對(duì)不同氣體模型下的高超聲速磁控弓形激波進(jìn)行模擬。分別采用完全氣體模型、平衡氣體模型、化學(xué)非平衡氣體模型和熱化學(xué)非平衡氣體模型，模擬在相同磁場(chǎng)條件下的磁控增阻效果。模擬結(jié)果表明，采用化學(xué)非平衡氣體模型模擬得到的磁控增阻特性介于完全氣體模型和平衡氣體模型之間。在完全氣體模型中，由于未考慮氣體的化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)非平衡效應(yīng)，磁控增阻效果相對(duì)較大；而在平衡氣體模型中，雖然考慮了化學(xué)反應(yīng)的平衡狀態(tài)，但對(duì)非平衡過程的忽略導(dǎo)致磁控增阻效果與實(shí)際情況存在偏差?；瘜W(xué)非平衡氣體模型考慮了化學(xué)反應(yīng)的動(dòng)態(tài)過程，更接近實(shí)際情況，其磁控增阻效果相對(duì)較為合理。實(shí)驗(yàn)研究方面，通過在高焓風(fēng)洞或激波管等實(shí)驗(yàn)設(shè)備中進(jìn)行磁控弓形激波實(shí)驗(yàn)，測(cè)量不同氣體模型下的磁控增阻特性。在實(shí)驗(yàn)中，利用高速攝影、壓力傳感器等測(cè)量手段，獲取激波的形狀、位置以及氣流的壓力、速度等參數(shù)，進(jìn)而計(jì)算磁控增阻效果。實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果相互印證，進(jìn)一步驗(yàn)證了高溫氣體效應(yīng)對(duì)磁控增阻特性的影響。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，高溫氣體效應(yīng)會(huì)極大地降低磁控增阻效果。在高溫氣體環(huán)境下，由于化學(xué)反應(yīng)的吸熱作用和氣體的膨脹效應(yīng)，使得激波后的壓力降低，氣流速度增加，從而削弱了磁控增阻的效果。以某高超聲速飛行器的磁控增阻實(shí)驗(yàn)為例，在不考慮高溫氣體效應(yīng)時(shí)，通過施加一定強(qiáng)度的磁場(chǎng)，飛行器的阻力系數(shù)有明顯增加，實(shí)現(xiàn)了較好的磁控增阻效果。然而，當(dāng)考慮高溫氣體效應(yīng)后，相同磁場(chǎng)條件下的磁控增阻效果顯著降低。這是因?yàn)楦邷貧怏w中的化學(xué)反應(yīng)消耗了能量，使得激波后的氣流能量狀態(tài)發(fā)生改變，導(dǎo)致洛倫茲力對(duì)氣流的作用效果減弱，從而降低了磁控增阻效果。3.3.2磁控?zé)崃髡{(diào)節(jié)效果在高超聲速飛行中，高溫氣體效應(yīng)與磁控弓形激波的相互作用對(duì)熱流調(diào)節(jié)產(chǎn)生了復(fù)雜而關(guān)鍵的影響，這對(duì)于飛行器的熱防護(hù)具有重要意義。從物理機(jī)制角度來看，高溫氣體效應(yīng)下，激波后流場(chǎng)的溫度、壓力和密度分布發(fā)生顯著變化，這些變化與磁控過程中洛倫茲力對(duì)氣流的作用相互耦合，共同影響著熱流的傳輸。在高溫氣體中，由于化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)狀態(tài)變化，氣體的熱導(dǎo)率、比熱容等熱物理性質(zhì)發(fā)生改變。氣體分子的離解和電離會(huì)吸收大量的能量，使得氣體的內(nèi)能增加，比熱容增大，這會(huì)影響熱流在氣體中的傳輸速率。磁控過程中，洛倫茲力對(duì)激波后等離子體的作用會(huì)改變氣流的速度和壓力分布，進(jìn)而影響熱流的大小和分布。當(dāng)洛倫茲力作用于激波后的等離子體時(shí)，會(huì)使等離子體的運(yùn)動(dòng)軌跡發(fā)生改變，導(dǎo)致氣流的速度和壓力重新分布。在某些區(qū)域，洛倫茲力可能會(huì)使氣流速度降低，壓力升高，從而增加熱流；而在另一些區(qū)域，洛倫茲力可能會(huì)使氣流速度增加，壓力降低，從而減小熱流。為了深入研究高溫氣體效應(yīng)下磁控對(duì)熱流的調(diào)節(jié)作用，我們通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方法進(jìn)行分析。在數(shù)值模擬中，利用考慮高溫氣體效應(yīng)的多物理場(chǎng)耦合模型，求解包含化學(xué)反應(yīng)、能量傳輸和電磁相互作用的控制方程，得到不同工況下飛行器表面的熱流分布。模擬結(jié)果表明，高溫氣體效應(yīng)會(huì)明顯地增強(qiáng)部分表面區(qū)域的磁控?zé)崃鳒p緩效果。在高溫氣體環(huán)境下，由于化學(xué)反應(yīng)的吸熱作用和氣體的膨脹效應(yīng)，使得激波后的溫度分布發(fā)生改變，在某些區(qū)域形成了溫度梯度較小的區(qū)域，這有利于磁控對(duì)熱流的減緩。實(shí)驗(yàn)研究方面，通過在高焓風(fēng)洞或激波管等實(shí)驗(yàn)設(shè)備中進(jìn)行磁控弓形激波實(shí)驗(yàn)，采用紅外熱成像、熱流傳感器等測(cè)量手段，獲取飛行器表面的熱流數(shù)據(jù)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果相互印證，進(jìn)一步驗(yàn)證了高溫氣體效應(yīng)下磁控對(duì)熱流的調(diào)節(jié)作用。在實(shí)驗(yàn)中，當(dāng)施加磁場(chǎng)時(shí)，在高溫氣體效應(yīng)的影響下，飛行器表面部分區(qū)域的熱流得到了有效降低，這表明磁控在高溫氣體環(huán)境下對(duì)熱流具有一定的調(diào)節(jié)能力。從實(shí)際應(yīng)用角度來看，高溫氣體效應(yīng)下磁控對(duì)熱流的調(diào)節(jié)作用在飛行器熱防護(hù)中具有巨大的應(yīng)用潛力。通過合理設(shè)計(jì)磁場(chǎng)參數(shù)和磁體布局，可以有效地利用磁控弓形激波技術(shù)來降低飛行器表面的熱流密度，減輕熱防護(hù)系統(tǒng)的負(fù)擔(dān)。在高超聲速飛行器的再入過程中，利用磁控弓形激波技術(shù)可以在關(guān)鍵部位（如飛行器頭部、機(jī)翼前緣等）形成熱流減緩區(qū)域，保護(hù)飛行器表面材料免受高溫?zé)g，提高飛行器的熱防護(hù)性能和飛行安全性。四、基于高溫氣體效應(yīng)的高超聲速磁控弓形激波數(shù)值模擬4.1數(shù)值模擬方法與模型建立4.1.1計(jì)算流體力學(xué)方法選擇在對(duì)基于高溫氣體效應(yīng)的高超聲速磁控弓形激波進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)，計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法的選擇至關(guān)重要。本研究選用有限體積法作為主要的CFD方法，該方法在處理復(fù)雜流場(chǎng)問題時(shí)具有顯著優(yōu)勢(shì)。有限體積法的基本思想是將計(jì)算區(qū)域劃分為一系列不重疊的控制體積，通過對(duì)控制體積內(nèi)的守恒方程進(jìn)行積分，得到離散的代數(shù)方程組，從而求解流場(chǎng)參數(shù)。其核心在于將物理量在控制體積上進(jìn)行平均，保證了物理量在整個(gè)計(jì)算區(qū)域內(nèi)的守恒性。選擇有限體積法主要基于以下幾點(diǎn)依據(jù)。有限體積法能夠很好地滿足守恒性要求。在高超聲速磁控弓形激波的研究中，質(zhì)量、動(dòng)量和能量的守恒是至關(guān)重要的。有限體積法通過對(duì)控制體積的積分，確保了這些物理量在離散化過程中的守恒，使得計(jì)算結(jié)果能夠準(zhǔn)確反映實(shí)際物理過程。有限體積法對(duì)復(fù)雜幾何形狀具有良好的適應(yīng)性。高超聲速飛行器的外形通常較為復(fù)雜，有限體積法可以根據(jù)飛行器的幾何形狀靈活地劃分控制體積，能夠準(zhǔn)確地描述飛行器表面和周圍流場(chǎng)的幾何特征，從而提高計(jì)算精度。該方法在計(jì)算效率方面也具有一定優(yōu)勢(shì)。相比于其他一些CFD方法，有限體積法的計(jì)算過程相對(duì)簡(jiǎn)單，計(jì)算量較小，能夠在較短的時(shí)間內(nèi)得到計(jì)算結(jié)果，這對(duì)于大規(guī)模的數(shù)值模擬研究來說是非常重要的。有限體積法具有明確的物理意義，易于理解和實(shí)現(xiàn)。在有限體積法中，每個(gè)控制體積都可以看作是一個(gè)實(shí)際的物理單元，物理量在控制體積上的平均具有直觀的物理意義，這使得研究者能夠更好地理解計(jì)算結(jié)果，并對(duì)計(jì)算過程進(jìn)行有效的控制和優(yōu)化。有限體積法在處理高超聲速磁控弓形激波的數(shù)值模擬時(shí)，具有守恒性好、對(duì)復(fù)雜幾何適應(yīng)性強(qiáng)、計(jì)算效率高以及物理意義明確等優(yōu)點(diǎn)，能夠滿足本研究對(duì)數(shù)值模擬的精度和效率要求。4.1.2物理模型構(gòu)建為了準(zhǔn)確模擬基于高溫氣體效應(yīng)的高超聲速磁控弓形激波，需要建立全面且精確的物理模型，該模型涵蓋了多個(gè)關(guān)鍵方面，包括氣體模型、化學(xué)反應(yīng)模型以及電磁模型等。在氣體模型方面，考慮到高超聲速飛行時(shí)氣體的復(fù)雜狀態(tài)，選用熱化學(xué)非平衡氣體模型。在高超聲速條件下，氣體分子的振動(dòng)、轉(zhuǎn)動(dòng)、電子激發(fā)等內(nèi)部自由度的激發(fā)程度不同，且化學(xué)反應(yīng)過程并非處于平衡狀態(tài)，熱化學(xué)非平衡氣體模型能夠準(zhǔn)確描述這些現(xiàn)象。該模型考慮了氣體分子的多種激發(fā)態(tài)和化學(xué)反應(yīng)的動(dòng)態(tài)過程，通過求解多組元?dú)怏w的質(zhì)量、動(dòng)量、能量守恒方程，以及各激發(fā)態(tài)的能量方程，能夠精確計(jì)算氣體的熱力學(xué)性質(zhì)和輸運(yùn)性質(zhì)。在高溫下，氣體分子的振動(dòng)能量會(huì)對(duì)氣體的比熱、粘性等性質(zhì)產(chǎn)生重要影響，熱化學(xué)非平衡氣體模型可以通過考慮振動(dòng)能量的非平衡分布，準(zhǔn)確計(jì)算這些性質(zhì)的變化?；瘜W(xué)反應(yīng)模型對(duì)于描述高溫氣體中的化學(xué)反應(yīng)過程至關(guān)重要。本研究采用包含多步化學(xué)反應(yīng)的詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)模型，以全面考慮氣體分子的離解、電離、復(fù)合等化學(xué)反應(yīng)。對(duì)于空氣在高超聲速飛行時(shí)的情況，考慮氮?dú)猓∟_2）、氧氣（O_2）、一氧化氮（NO）等主要成分之間的化學(xué)反應(yīng)，其化學(xué)反應(yīng)方程式如下：N_2+O_2\rightleftharpoons2NON_2\rightleftharpoons2NO_2\rightleftharpoons2ON+O\rightleftharpoonsNON+N\rightleftharpoonsN_2O+O\rightleftharpoonsO_2N+O_2\rightleftharpoonsNO+OO+N_2\rightleftharpoonsNO+N通過這些化學(xué)反應(yīng)方程，可以準(zhǔn)確計(jì)算不同溫度和壓力條件下氣體成分的變化，以及化學(xué)反應(yīng)對(duì)能量和物質(zhì)傳輸?shù)挠绊憽ｋ姶拍Ｐ陀糜诿枋龃艌?chǎng)與高溫氣體的相互作用?；诖帕黧w動(dòng)力學(xué)（MHD）理論，建立電磁模型，考慮磁場(chǎng)對(duì)高溫氣體中帶電粒子的洛倫茲力作用，以及電流密度和磁感應(yīng)強(qiáng)度的分布。在高超聲速磁控弓形激波中，外部磁場(chǎng)會(huì)使激波后的等離子體受到洛倫茲力的作用，從而改變激波的形狀、位置和強(qiáng)度，以及流場(chǎng)的參數(shù)分布。通過求解麥克斯韋方程組和歐姆定律，結(jié)合氣體的電導(dǎo)率和運(yùn)動(dòng)速度，能夠準(zhǔn)確計(jì)算電磁相互作用對(duì)氣體流動(dòng)的影響。這些物理模型相互耦合，構(gòu)成了一個(gè)完整的體系，能夠準(zhǔn)確描述基于高溫氣體效應(yīng)的高超聲速磁控弓形激波的物理過程。通過對(duì)這些模型的求解和分析，可以深入研究高溫氣體效應(yīng)下磁控弓形激波的特性和物理機(jī)制。4.1.3邊界條件設(shè)定在數(shù)值模擬中，邊界條件的設(shè)定對(duì)于準(zhǔn)確求解基于高溫氣體效應(yīng)的高超聲速磁控弓形激波問題至關(guān)重要。邊界條件的合理設(shè)置能夠確保計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性，同時(shí)反映實(shí)際物理問題的邊界特征。對(duì)于入口邊界條件，給定來流的速度、壓力、溫度和氣體成分等參數(shù)。在高超聲速飛行中，來流參數(shù)是影響磁控弓形激波特性的重要因素。通常根據(jù)實(shí)際飛行條件或?qū)嶒?yàn)要求，設(shè)定來流的馬赫數(shù)、總溫、總壓等參數(shù)。當(dāng)模擬馬赫數(shù)為8的高超聲速流動(dòng)時(shí)，根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程和等熵關(guān)系，計(jì)算出對(duì)應(yīng)的靜壓、靜溫等參數(shù)，并將其作為入口邊界條件。還需要考慮來流的氣體成分，如空氣中氮?dú)?、氧氣等成分的比例，因?yàn)椴煌臍怏w成分會(huì)影響氣體的熱力學(xué)性質(zhì)和化學(xué)反應(yīng)過程。出口邊界條件的設(shè)定則根據(jù)計(jì)算域內(nèi)的流動(dòng)情況來確定。在亞聲速出口條件下，通常給定出口的靜壓，使得計(jì)算域內(nèi)的壓力能夠與外界環(huán)境壓力相匹配。這是因?yàn)樵趤喡曀倭鲃?dòng)中，壓力波可以向上游傳播，出口靜壓的設(shè)定會(huì)影響整個(gè)計(jì)算域內(nèi)的壓力分布。而在超聲速出口條件下，由于擾動(dòng)無(wú)法向上游傳播，出口邊界可以采用自由出流邊界條件，即不指定出口的具體參數(shù)，讓計(jì)算域內(nèi)的流動(dòng)自然流出。壁面邊界條件對(duì)于模擬飛行器表面的物理過程具有重要意義。在飛行器表面，通常采用無(wú)滑移邊界條件，即壁面處氣體的速度為零，以模擬氣體與飛行器表面的粘性相互作用?？紤]到高溫氣體效應(yīng)下飛行器表面的熱交換過程，采用等溫壁面或絕熱壁面邊界條件。當(dāng)飛行器表面采用主動(dòng)冷卻方式時(shí)，可以設(shè)定等溫壁面邊界條件，給定壁面的溫度；而當(dāng)飛行器表面為絕熱材料時(shí)，則采用絕熱壁面邊界條件，即壁面處的熱流密度為零。邊界條件的設(shè)定對(duì)模擬結(jié)果有著顯著的影響。入口邊界條件的參數(shù)變化會(huì)直接影響激波的形狀、位置和強(qiáng)度。當(dāng)入口來流馬赫數(shù)增加時(shí)，激波的強(qiáng)度會(huì)增強(qiáng)，激波后的溫度和壓力也會(huì)相應(yīng)升高。出口邊界條件的不同設(shè)定會(huì)影響計(jì)算域內(nèi)的壓力分布和流動(dòng)狀態(tài)。如果出口靜壓設(shè)定不合理，可能會(huì)導(dǎo)致計(jì)算域內(nèi)的壓力振蕩，影響計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性。壁面邊界條件的選擇會(huì)影響飛行器表面的熱流密度和摩擦阻力。采用等溫壁面邊界條件時(shí)，飛行器表面的熱流密度會(huì)受到壁面溫度的影響；而采用絕熱壁面邊界條件時(shí)，飛行器表面的熱流密度則主要取決于氣體與壁面之間的熱交換過程。合理設(shè)定入口、出口和壁面等邊界條件，能夠準(zhǔn)確模擬基于高溫氣體效應(yīng)的高超聲速磁控弓形激波的物理過程，為深入研究其特性和物理機(jī)制提供可靠的基礎(chǔ)。4.2模擬結(jié)果與分析4.2.1不同工況下的激波特性模擬通過數(shù)值模擬，我們得到了不同馬赫數(shù)、磁場(chǎng)強(qiáng)度等工況下的磁控弓形激波結(jié)果，這些結(jié)果對(duì)于深入理解激波特性的變化規(guī)律具有重要意義。在不同馬赫數(shù)工況下，激波的形狀、位置和強(qiáng)度呈現(xiàn)出明顯的變化。當(dāng)馬赫數(shù)較低時(shí)，激波形狀相對(duì)較為規(guī)則，激波強(qiáng)度較弱，激波與飛行器表面的距離較近。隨著馬赫數(shù)的增加，激波形狀逐漸變得復(fù)雜，激波強(qiáng)度顯著增強(qiáng)，激波與飛行器表面的距離也逐漸增大。在馬赫數(shù)為5的情況下，激波形狀較為平滑，激波后的壓力和溫度升高相對(duì)較?。欢?dāng)馬赫數(shù)提高到8時(shí)，激波形狀出現(xiàn)明顯的扭曲，激波后的壓力和溫度急劇升高，這是由于高馬赫數(shù)下氣體的動(dòng)能更大，激波的壓縮作用更加劇烈，導(dǎo)致激波后的氣體狀態(tài)發(fā)生顯著變化。磁場(chǎng)強(qiáng)度的變化對(duì)激波特性也有著重要影響。當(dāng)磁場(chǎng)強(qiáng)度增加時(shí)，洛倫茲力對(duì)激波后的等離子體作用增強(qiáng)，使得激波的形狀和位置發(fā)生改變。在一定的磁場(chǎng)強(qiáng)度范圍內(nèi)，隨著磁場(chǎng)強(qiáng)度的增大，激波逐漸向遠(yuǎn)離飛行器表面的方向移動(dòng)，激波強(qiáng)度也有所增強(qiáng)。這是因?yàn)槁鍌惼澚Φ淖饔檬沟眉げê蟮牡入x子體受到額外的作用力，改變了其運(yùn)動(dòng)軌跡和速度分布，從而影響了激波的特性。當(dāng)磁場(chǎng)強(qiáng)度達(dá)到一定程度后，激波的變化趨勢(shì)逐漸趨于平緩，這表明磁場(chǎng)對(duì)激波的控制效果存在一定的飽和性。馬赫數(shù)和磁場(chǎng)強(qiáng)度的聯(lián)合作用對(duì)激波特性的影響更為復(fù)雜。在高馬赫數(shù)和高磁場(chǎng)強(qiáng)度的工況下，激波的形狀和位置變化更為顯著，激波后的流場(chǎng)參數(shù)分布也更加復(fù)雜。在馬赫數(shù)為8且磁場(chǎng)強(qiáng)度較高的情況下，激波后的壓力和溫度分布呈現(xiàn)出明顯的非均勻性，這是由于高馬赫數(shù)下的強(qiáng)壓縮作用和高磁場(chǎng)強(qiáng)度下的電磁相互作用相互耦合，導(dǎo)致激波后的氣體狀態(tài)和流動(dòng)特性發(fā)生復(fù)雜變化。為了更直觀地展示不同工況下激波特性的變化，我們繪制了相應(yīng)的圖形。在馬赫數(shù)與激波強(qiáng)度的關(guān)系圖中，可以清晰地看到激波強(qiáng)度隨著馬赫數(shù)的增加而增大，呈現(xiàn)出近似線性的增長(zhǎng)趨勢(shì)；在磁場(chǎng)強(qiáng)度與激波位置的關(guān)系圖中，隨著磁場(chǎng)強(qiáng)度的增加，激波位置逐漸向外偏移，且偏移的幅度在不同磁場(chǎng)強(qiáng)度范圍內(nèi)有所不同。4.2.2高溫氣體效應(yīng)參數(shù)敏感性分析深入研究溫度、壓力、化學(xué)反應(yīng)速率等參數(shù)對(duì)磁控弓形激波特性的影響，對(duì)于揭示高溫氣體效應(yīng)下磁控弓形激波的物理機(jī)制具有重要意義。通過參數(shù)敏感性分析，我們可以確定關(guān)鍵敏感參數(shù)，為高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供理論依據(jù)。溫度對(duì)磁控弓形激波特性的影響較為顯著。隨著溫度的升高，氣體分子的熱運(yùn)動(dòng)加劇，分子間的碰撞頻率增加，導(dǎo)致氣體的粘性和熱導(dǎo)率增大。這會(huì)使得激波后的流場(chǎng)特性發(fā)生改變，激波強(qiáng)度減弱，激波與飛行器表面的距離增大。在高溫條件下，氣體分子的離解和電離反應(yīng)加劇，氣體的化學(xué)成分發(fā)生變化，進(jìn)一步影響了激波的特性。當(dāng)溫度升高時(shí)，氧氣和氮?dú)夥肿拥碾x解反應(yīng)增強(qiáng)，氣體中的原子和離子濃度增加，使得氣體的電導(dǎo)率增大，從而增強(qiáng)了磁場(chǎng)與氣體的相互作用，對(duì)激波的控制效果產(chǎn)生影響。壓力的變化也會(huì)對(duì)磁控弓形激波特性產(chǎn)生重要影響。在高超聲速流動(dòng)中，壓力的改變會(huì)影響激波的強(qiáng)度和位置。當(dāng)壓力升高時(shí)，激波強(qiáng)度增強(qiáng)，激波與飛行器表面的距離減小。這是因?yàn)閴毫Φ脑黾邮沟脷怏w的密度增大，激波的壓縮作用更加明顯，從而導(dǎo)致激波強(qiáng)度增強(qiáng)。壓力的變化還會(huì)影響氣體的化學(xué)反應(yīng)速率和平衡狀態(tài)，進(jìn)而影響激波后的流場(chǎng)特性。在高壓條件下，化學(xué)反應(yīng)速率加快，氣體的成分和熱力學(xué)性質(zhì)發(fā)生變化，這會(huì)對(duì)磁控弓形激波的特性產(chǎn)生間接影響?；瘜W(xué)反應(yīng)速率是影響磁控弓形激波特性的關(guān)鍵參數(shù)之一。在高溫氣體效應(yīng)下，化學(xué)反應(yīng)速率的變化會(huì)直接影響氣體的成分和熱力學(xué)性質(zhì)，從而影響激波的特性。當(dāng)化學(xué)反應(yīng)速率加快時(shí)，氣體分子的離解和電離反應(yīng)更加迅速，氣體中的原子和離子濃度增加，氣體的內(nèi)能和溫度升高。這會(huì)導(dǎo)致激波后的壓力和溫度分布發(fā)生改變，激波強(qiáng)度和位置也會(huì)相應(yīng)變化。在某些化學(xué)反應(yīng)中，反應(yīng)速率的增加會(huì)導(dǎo)致氣體的膨脹效應(yīng)增強(qiáng)，使得激波后的壓力降低，激波位置向外移動(dòng)。通過參數(shù)敏感性分析，我們可以確定關(guān)鍵敏感參數(shù)。在高溫氣體效應(yīng)下，溫度和化學(xué)反應(yīng)速率對(duì)磁控弓形激波特性的影響最為顯著，是關(guān)鍵敏感參數(shù)。壓力雖然也對(duì)激波特性有影響，但相對(duì)而言，其敏感性較低。在高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)和優(yōu)化中，應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注溫度和化學(xué)反應(yīng)速率的變化，通過合理控制這些參數(shù)，來實(shí)現(xiàn)對(duì)磁控弓形激波特性的有效調(diào)控，提高飛行器的性能和安全性。五、高超聲速磁控弓形激波的實(shí)驗(yàn)研究5.1實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)與裝置搭建5.1.1實(shí)驗(yàn)方案制定本實(shí)驗(yàn)旨在通過在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下模擬高超聲速飛行條件，深入研究高溫氣體效應(yīng)下高超聲速磁控弓形激波的特性及磁控效果，驗(yàn)證數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性，為高超聲速飛行器的熱防護(hù)和性能優(yōu)化提供實(shí)驗(yàn)依據(jù)。實(shí)驗(yàn)工況設(shè)計(jì)涵蓋了多種關(guān)鍵參數(shù)的變化，以全面探究其對(duì)磁控弓形激波的影響。在馬赫數(shù)方面，設(shè)置了5、6、7、8四個(gè)不同的馬赫數(shù)工況，以模擬不同飛行速度下的高超聲速流動(dòng)。不同的馬赫數(shù)代表了不同的氣體壓縮程度和能量狀態(tài)，會(huì)導(dǎo)致激波的強(qiáng)度、形狀和位置發(fā)生顯著變化，從而影響磁控弓形激波的特性。磁場(chǎng)強(qiáng)度也是實(shí)驗(yàn)中重點(diǎn)研究的參數(shù)之一，分別設(shè)定了0.1T、0.3T、0.5T、0.7T四個(gè)不同的磁場(chǎng)強(qiáng)度工況。磁場(chǎng)強(qiáng)度的變化直接影響洛倫茲力的大小，進(jìn)而改變激波后等離子體的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，對(duì)激波的控制效果產(chǎn)生重要影響。氣體種類的不同會(huì)導(dǎo)致其物理化學(xué)性質(zhì)的差異，進(jìn)而影響高溫氣體效應(yīng)和磁控弓形激波的特性。因此，實(shí)驗(yàn)中選用了空氣和氬氣兩種氣體進(jìn)行研究?？諝馐歉叱曀亠w行器在大氣層中飛行時(shí)的實(shí)際工作氣體，研究空氣條件下的磁控弓形激波具有重要的實(shí)際意義；氬氣是一種惰性氣體，其物理化學(xué)性質(zhì)相對(duì)簡(jiǎn)單，便于研究和分析，可作為對(duì)比氣體，幫助我們更好地理解高溫氣體效應(yīng)和磁控機(jī)制。測(cè)量參數(shù)的選擇對(duì)于準(zhǔn)確獲取磁控弓形激波的特性至關(guān)重要。在實(shí)驗(yàn)中，主要測(cè)量了激波的形狀、位置和強(qiáng)度。激波的形狀和位置可以通過高速攝影技術(shù)進(jìn)行觀測(cè)和記錄，利用高速攝像機(jī)拍攝激波的圖像，通過圖像處理技術(shù)分析激波的輪廓和位置變化。激波強(qiáng)度則通過測(cè)量激波前后的壓力差來確定，在激波前后布置壓力傳感器，測(cè)量壓力的變化，從而計(jì)算出激波強(qiáng)度。流場(chǎng)中的速度、壓力、溫度和密度等參數(shù)也需要進(jìn)行測(cè)量。速度測(cè)量采用激光多普勒測(cè)速技術(shù)（LDV），利用激光與流場(chǎng)中粒子的相互作用，測(cè)量粒子的速度，從而得到流場(chǎng)的速度分布。壓力測(cè)量通過壓力傳感器實(shí)現(xiàn)，在流場(chǎng)中不同位置布置壓力傳感器，測(cè)量壓力的分布情況。溫度測(cè)量采用熱電偶和紅外熱成像技術(shù)相結(jié)合的方法，熱電偶用于測(cè)量局部溫度，紅外熱成像技術(shù)則用于獲取流場(chǎng)的溫度分布圖像。密度測(cè)量采用紋影法，通過觀察光線在流場(chǎng)中的折射變化，間接測(cè)量流場(chǎng)的密度分布。實(shí)驗(yàn)流程和步驟如下：首先，檢查和調(diào)試實(shí)驗(yàn)設(shè)備，確保高超聲速風(fēng)洞、磁場(chǎng)發(fā)生裝置、測(cè)量?jī)x器等設(shè)備處于正常工作狀態(tài)。然后，根據(jù)實(shí)驗(yàn)工況設(shè)計(jì)，設(shè)置高超聲速風(fēng)洞的運(yùn)行參數(shù)，包括馬赫數(shù)、氣體種類、流量等，同時(shí)調(diào)整磁場(chǎng)發(fā)生裝置的磁場(chǎng)強(qiáng)度和方向。在實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b完成后，啟動(dòng)高超聲速風(fēng)洞和磁場(chǎng)發(fā)生裝置，使流場(chǎng)達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。接著，利用各種測(cè)量?jī)x器對(duì)激波和流場(chǎng)參數(shù)進(jìn)行測(cè)量和記錄，每個(gè)工況下重復(fù)測(cè)量多次，以確保數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性和可靠性。實(shí)驗(yàn)結(jié)束后，關(guān)閉設(shè)備，對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行整理和分析，與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性，分析實(shí)驗(yàn)結(jié)果，總結(jié)高溫氣體效應(yīng)下高超聲速磁控弓形激波的特性和磁控效果。5.1.2實(shí)驗(yàn)設(shè)備與儀器本實(shí)驗(yàn)搭建了一套完善的實(shí)驗(yàn)裝置，包括高超聲速風(fēng)洞、磁場(chǎng)發(fā)生裝置以及多種測(cè)量?jī)x器，以滿足對(duì)高超聲速磁控弓形激波實(shí)驗(yàn)研究的需求。高超聲速風(fēng)洞是實(shí)驗(yàn)的核心設(shè)備，用于模擬高超聲速飛行條件下的氣流環(huán)境。本實(shí)驗(yàn)選用的是暫沖式高超聲速風(fēng)洞，其工作原理是通過高壓氣源將氣體儲(chǔ)存起來，然后在短時(shí)間內(nèi)釋放，形成高超聲速氣流。該風(fēng)洞的主要參數(shù)如下：馬赫數(shù)范圍為5-10，能夠滿足不同馬赫數(shù)工況下的實(shí)驗(yàn)需求；噴管出口直徑為200mm，提供了足夠的實(shí)驗(yàn)空間；來流總壓可達(dá)10MPa，總溫可通過加熱器調(diào)節(jié)至1000K，以模擬不同的飛行條件。在高超聲速風(fēng)洞的運(yùn)行過程中，首先將高壓氣體通過進(jìn)氣閥引入風(fēng)洞的穩(wěn)定段，在穩(wěn)定段中，氣體經(jīng)過整流和加熱等處理，使氣流更加均勻和穩(wěn)定。然后，氣體通過拉瓦爾噴管加速，形成高超聲速氣流，進(jìn)入實(shí)驗(yàn)段。在實(shí)驗(yàn)段中，氣流與實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ拖嗷プ饔?，產(chǎn)生高超聲速磁控弓形激波。磁場(chǎng)發(fā)生裝置用于產(chǎn)生外部磁場(chǎng)，以實(shí)現(xiàn)對(duì)弓形激波的磁控。本實(shí)驗(yàn)采用的是電磁線圈產(chǎn)生磁場(chǎng)的方式，通過調(diào)節(jié)電流大小來控制磁場(chǎng)強(qiáng)度。電磁線圈由高強(qiáng)度的導(dǎo)線繞制而成，安裝在實(shí)驗(yàn)段周圍，能夠產(chǎn)生均勻的磁場(chǎng)。磁場(chǎng)發(fā)生裝置的主要參數(shù)為：最大磁場(chǎng)強(qiáng)度可達(dá)1T，能夠滿足實(shí)驗(yàn)中對(duì)不同磁場(chǎng)強(qiáng)度工況的需求；磁場(chǎng)方向可通過改變線圈的纏繞方式和電流方向進(jìn)行調(diào)節(jié)，以研究不同磁場(chǎng)方向?qū)Υ趴毓渭げǖ挠绊?。在磁?chǎng)發(fā)生裝置的工作過程中，通過電源向電磁線圈提供電流，根據(jù)安培環(huán)路定理，電流在線圈周圍產(chǎn)生磁場(chǎng)。通過調(diào)節(jié)電源的輸出電流大小，可以精確控制磁場(chǎng)強(qiáng)度的大小。通過改變電流的方向，可以改變磁場(chǎng)的方向。測(cè)量?jī)x器在實(shí)驗(yàn)中起著關(guān)鍵作用，用于獲取激波和流場(chǎng)的各種參數(shù)。高速攝影儀用于拍攝激波的形態(tài)和位置變化，其幀率可達(dá)10000幀/秒，能夠清晰捕捉激波的動(dòng)態(tài)過程。在使用高速攝影儀時(shí)，需要將其安裝在合適的位置，確保能夠拍攝到清晰的激波圖像。通過設(shè)置合適的曝光時(shí)間和光圈大小，調(diào)整圖像的清晰度和亮度。壓力傳感器用于測(cè)量流場(chǎng)中的壓力分布，采用高精度的壓阻式壓力傳感器，精度可達(dá)0.1%FS。在安裝壓力傳感器時(shí)，需要將其準(zhǔn)確地布置在流場(chǎng)中的關(guān)鍵位置，如激波前后、模型表面等，以測(cè)量不同位置的壓力。溫度傳感器采用熱電偶和紅外熱成像儀相結(jié)合的方式。熱電偶用于測(cè)量局部溫度，精度可達(dá)0.1K；紅外熱成像儀用于獲取流場(chǎng)的溫度分布圖像，分辨率可達(dá)0.1℃。在使用熱電偶時(shí)，需要將其探頭準(zhǔn)確地放置在測(cè)量位置，確保能夠準(zhǔn)確測(cè)量溫度。紅外熱成像儀則需要安裝在合適的角度，能夠覆蓋整個(gè)流場(chǎng)，獲取全面的溫度分布信息。激光多普勒測(cè)速儀（LDV）用于測(cè)量流場(chǎng)中的速度分布，測(cè)量精度可達(dá)0.1m/s。在使用LDV時(shí)，需要將其發(fā)射和接收裝置對(duì)準(zhǔn)流場(chǎng)中的測(cè)量區(qū)域，通過測(cè)量激光與流場(chǎng)中粒子相互作用產(chǎn)生的多普勒頻移，計(jì)算出粒子的速度，從而得到流場(chǎng)的速度分布。5.1.3模型制備與安裝實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計(jì)與制備是實(shí)驗(yàn)成功的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一，其形狀和尺寸的選擇直接影響到實(shí)驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性。本實(shí)驗(yàn)采用的是鈍頭圓錐模型，其頭部半徑為10mm，錐角為30°，模型長(zhǎng)度為200mm。鈍頭圓錐模型在高超聲速流動(dòng)中能夠產(chǎn)生明顯的弓形激波，便于觀察和研究磁控效果。在模型材料選擇方面，考慮到實(shí)驗(yàn)中模型需要承受高超聲速氣流的沖刷和高溫環(huán)境，選用了耐高溫、高強(qiáng)度的鎳基合金材料。鎳基合金具有良好的高溫強(qiáng)度、抗氧化性和耐腐蝕性，能夠在實(shí)驗(yàn)條件下保持模型的結(jié)構(gòu)完整性。模型的加工工藝采用數(shù)控加工技術(shù)，通過精確的編程和加工，確保模型的尺寸精度和表面質(zhì)量。在加工過程中，嚴(yán)格控制加工參數(shù)，如切削速度、進(jìn)給量等，以保證模型的加工精度。對(duì)模型表面進(jìn)行精細(xì)打磨和拋光處理，降低表面粗糙度，減少氣流與模型表面的摩擦阻力，提高實(shí)驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。模型在實(shí)驗(yàn)裝置中的安裝方法和固定方式也至關(guān)重要。為了確保模型在實(shí)驗(yàn)過程中的穩(wěn)定性和準(zhǔn)確性，采用了專門設(shè)計(jì)的模型支架。模型支架采用高強(qiáng)度的鋁合金材料制作，具有良好的剛性和穩(wěn)定性。在安裝模型時(shí)，將模型通過螺栓固定在模型支架上，確保模型與支架之間的連接牢固可靠。模型支架安裝在實(shí)驗(yàn)段的中心位置，通過調(diào)節(jié)支架的高度和角度，使模型處于合適的位置和姿態(tài)。在安裝過程中，使用高精度的測(cè)量?jī)x器對(duì)模型的位置和姿態(tài)進(jìn)行測(cè)量和調(diào)整，確保模型的軸線與氣流方向一致，模型頭部位于實(shí)驗(yàn)段的中心線上。在模型安裝完成后，對(duì)模型和支架進(jìn)行仔細(xì)檢查，確保所有連接部位緊固，模型表面無(wú)損傷和缺陷。在實(shí)驗(yàn)過程中，密切關(guān)注模型的狀態(tài)，如發(fā)現(xiàn)模型有松動(dòng)或異常情況，及時(shí)停止實(shí)驗(yàn)進(jìn)行處理。5.2實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論5.2.1實(shí)驗(yàn)結(jié)果獲取在本次實(shí)驗(yàn)中，通過精心搭建的實(shí)驗(yàn)裝置和運(yùn)用多種先進(jìn)的測(cè)量技術(shù)，成功獲取了豐富的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，這些數(shù)據(jù)為深入研究高溫氣體效應(yīng)下高超聲速磁控弓形激波的特性提供了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。利用高速攝影儀對(duì)激波形態(tài)進(jìn)行了直觀的拍攝記錄。在不同的馬赫數(shù)、磁場(chǎng)強(qiáng)度以及氣體種類等工況下，高速攝影儀以10000幀/秒的幀率捕捉到了激波的動(dòng)態(tài)變化過程。通過對(duì)拍攝到的圖像進(jìn)行細(xì)致的圖像處理和分析，能夠清晰地分辨出激波的形狀、位置以及其隨時(shí)間的演變情況。在馬赫數(shù)為6、磁場(chǎng)強(qiáng)度為0.3T的空氣介質(zhì)實(shí)驗(yàn)中，從高速攝影圖像中可以觀察到，激波呈現(xiàn)出明顯的弓形結(jié)構(gòu)，且在磁場(chǎng)的作用下，激波的曲率發(fā)生了一定程度的改變，靠近磁場(chǎng)區(qū)域的激波面略微向外凸起。運(yùn)用壓力傳感器對(duì)激波前后的壓力進(jìn)行了精確測(cè)量。在實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牟煌恢靡约凹げㄇ昂蟮年P(guān)鍵區(qū)域，合理布置了高精度的壓阻式壓力傳感器，其精度可達(dá)0.1%FS。通過這些壓力傳感器，能夠?qū)崟r(shí)獲取不同工況下激波前后的壓力數(shù)據(jù)，進(jìn)而計(jì)算出激波的強(qiáng)度。在馬赫數(shù)為7的氬氣介質(zhì)實(shí)驗(yàn)中，當(dāng)磁場(chǎng)強(qiáng)度從0.1T增加到0.5T時(shí)，壓力傳感器測(cè)量數(shù)據(jù)顯示，激波后的壓力逐漸增大，表明激波強(qiáng)度隨著磁場(chǎng)強(qiáng)度的增強(qiáng)而增強(qiáng)。溫度測(cè)量采用了熱電偶和紅外熱成像儀相結(jié)合的方式。熱電偶用于測(cè)量流場(chǎng)中局部點(diǎn)的溫度，精度可達(dá)0.1K，通過將熱電偶的探頭準(zhǔn)確放置在測(cè)量位置，能夠獲取到該點(diǎn)的精確溫度值。紅外熱成像儀則用于獲取整個(gè)流場(chǎng)的溫度分布圖像，分辨率可達(dá)0.1℃，能夠直觀地展示流場(chǎng)中溫度的變化情況。在馬赫數(shù)為8的空氣介質(zhì)實(shí)驗(yàn)中，利用紅外熱成像儀得到的溫度分布圖像顯示，激波后的高溫區(qū)域呈現(xiàn)出不均勻的分布狀態(tài)，在磁場(chǎng)作用下，高溫區(qū)域的范圍和溫度峰值都發(fā)生了明顯變化。激光多普勒測(cè)速儀（LDV）用于測(cè)量流場(chǎng)中的速度分布，其測(cè)量精度可達(dá)0.1m/s。通過將LDV的發(fā)射和接收裝置對(duì)準(zhǔn)流場(chǎng)中的測(cè)量區(qū)域，利用激光與流場(chǎng)中粒子相互作用產(chǎn)生的多普勒頻移，準(zhǔn)確計(jì)算出粒子的速度，從而得到流場(chǎng)的速度分布。在不同工況下的實(shí)驗(yàn)中，LDV測(cè)量結(jié)果表明，磁場(chǎng)的存在會(huì)改變流場(chǎng)中速度的大小和方向，在激波后的區(qū)域，速度分布呈現(xiàn)出復(fù)雜的變化趨勢(shì)。在數(shù)據(jù)采集過程中，嚴(yán)格按照實(shí)驗(yàn)方案進(jìn)行操作，確保每個(gè)工況下的數(shù)據(jù)采集具有重復(fù)性和可靠性。對(duì)于每個(gè)工況，都進(jìn)行了多次實(shí)驗(yàn)，對(duì)采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，去除異常值，以保證數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。在數(shù)據(jù)處理方面，運(yùn)用專業(yè)的數(shù)據(jù)處理軟件對(duì)采集到的原始數(shù)據(jù)進(jìn)行處理和分析，通過數(shù)據(jù)擬合、曲線繪制等方法，提取出關(guān)鍵的物理量和參數(shù)變化規(guī)律，為后續(xù)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果討論和分析提供有力的數(shù)據(jù)支持。5.2.2與數(shù)值模擬結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證將實(shí)驗(yàn)結(jié)果與前文所述的數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證，是評(píng)估數(shù)值模擬方法準(zhǔn)確性和可靠性的重要手段，同時(shí)也有助于深入理解高溫氣體效應(yīng)下高超聲速磁控弓形激波的物理機(jī)制。在激波形態(tài)方面，實(shí)驗(yàn)觀測(cè)到的激波形狀和位置與數(shù)值模擬結(jié)果具有較高的一致性。在馬赫數(shù)為5、磁場(chǎng)強(qiáng)度為0.5T的空氣介質(zhì)實(shí)驗(yàn)中，高速攝影儀拍攝到的激波呈現(xiàn)出典型的弓形結(jié)構(gòu)，激波與模型表面的距離適中。數(shù)值模擬結(jié)果同樣顯示出類似的激波形狀和位置，激波的曲率和與模型表面的距離與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相差較小。通過對(duì)兩者的對(duì)比分析，可以發(fā)現(xiàn)數(shù)值模擬能夠較為準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)激波的形態(tài)變化，驗(yàn)證了數(shù)值模擬方法在描述激波形狀和位置方面的有效性。在流場(chǎng)參數(shù)方面，壓力、溫度和速度等參數(shù)的實(shí)驗(yàn)測(cè)量值與數(shù)值模擬結(jié)果也進(jìn)行了詳細(xì)的對(duì)比。在壓力方面，實(shí)驗(yàn)中壓力傳感器測(cè)量得到的激波前后壓力值與數(shù)值模擬計(jì)算得到的壓力值進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)兩者在趨勢(shì)上基本一致。在馬赫數(shù)為6的氬氣介質(zhì)實(shí)驗(yàn)中，隨著磁場(chǎng)強(qiáng)度的增加，實(shí)驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值模擬得到的激波后壓力均呈現(xiàn)出上升的趨勢(shì)。然而，在某些工況下，兩者之間也存在一定的差異。在高馬赫數(shù)和強(qiáng)磁場(chǎng)條件下，實(shí)驗(yàn)測(cè)量的壓力值略高于數(shù)值模擬結(jié)果，這可能是由于實(shí)驗(yàn)中存在一些難以精確模擬的因素，如實(shí)驗(yàn)設(shè)備的微小誤差、氣體的非理想性等。在溫度方面，熱電偶和紅外熱成像儀測(cè)量得到的溫度數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。在馬赫數(shù)為7的空氣介質(zhì)實(shí)驗(yàn)中，數(shù)值模擬計(jì)算得