左光 齊玢 歐東斌

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磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞技術(shù)發(fā)展分析

左光1齊玢1歐東斌2

（1 中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094）（2 中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 電弧等離子應(yīng)用裝備北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100074）

針對(duì)高超聲速飛行器地面模擬試驗(yàn)需求，傳統(tǒng)試驗(yàn)方法難以實(shí)現(xiàn)真實(shí)氣體溫度、清潔空氣、大尺度、長(zhǎng)時(shí)間、高馬赫數(shù)模擬能力，磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞提供了全新技術(shù)路線。文章歸納了國(guó)內(nèi)外磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞研究發(fā)展現(xiàn)狀，介紹了磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞原理。文章對(duì)基于熱電離的磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞方案進(jìn)行了論述，采用高頻等離子發(fā)生器為設(shè)備提供加熱源，從而避免電極燒損所引起的污染問(wèn)題，控制氣體總溫不超過(guò)3 500K，使氣體離子化低于30%，通過(guò)兩級(jí)加速，達(dá)到出口馬赫數(shù)為15的模擬環(huán)境。文章進(jìn)一步分析了磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題。超聲速氣流電離技術(shù)方面，核心問(wèn)題在于超聲速氣流電離規(guī)律與機(jī)理以及電離種子注入、電子束電離等關(guān)鍵技術(shù)；磁流體動(dòng)力加速通道設(shè)計(jì)方面，重點(diǎn)考慮氣流密度及磁感應(yīng)強(qiáng)度等因素的綜合影響以及電極設(shè)計(jì)技術(shù)；高超聲速模擬測(cè)試方面，關(guān)鍵技術(shù)包括電磁屏蔽技術(shù)、微波干涉儀技術(shù)、平面激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)、高分辨率高性能的光譜測(cè)試技術(shù)等。最后，提出了磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞技術(shù)發(fā)展建議。

磁流體動(dòng)力 高超聲速 風(fēng)洞 地面模擬試驗(yàn) 天地往返飛行器

0 引言

天地往返飛行器是航天器重要的一個(gè)分支，傳統(tǒng)的載人飛船和返回式衛(wèi)星均屬于這一類。新的天地往返系統(tǒng)的發(fā)展趨勢(shì)是水平起飛水平滑翔著陸，這也是未來(lái)天地往返領(lǐng)域激烈爭(zhēng)奪的戰(zhàn)場(chǎng)?？仗煲惑w的思路已經(jīng)被業(yè)界所重視，在這個(gè)領(lǐng)域航天器和航空器必將融合，界限也越來(lái)越模糊，基于組合動(dòng)力的高超聲速飛行器是近年來(lái)世界空天技術(shù)研究的前沿?zé)狳c(diǎn)。2004年，美國(guó)成功開(kāi)展了高超聲速飛行器X-43A馬赫數(shù)為7和馬赫數(shù)為10的飛行演示驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了8s和10s超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推動(dòng)下的高超聲速飛行器自由飛行；2013年，X-51實(shí)現(xiàn)了馬赫數(shù)為4.8~5.1、飛行時(shí)間240s的有動(dòng)力飛行，標(biāo)志著高超聲速飛行器研究取得重大進(jìn)展[1-3]。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)也在該領(lǐng)域取得了長(zhǎng)足的進(jìn)步，隨著研究及工程化的深入，采用火箭基組合動(dòng)力（Rocket Based Combined Cycle, RBCC）、渦輪基組合動(dòng)力（Turbine Based Combined Cycle, TBCC）、空氣渦輪沖壓動(dòng)力（Air Turbo Rocket, ATR）以及渦輪火箭沖壓組合動(dòng)力（SABRE/Trijet）等發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速飛行器方案，有望克服單一動(dòng)力飛行包線局限，以其寬空域和廣速度域具有較好的整體性能，特別是具備馬赫數(shù)為8以上長(zhǎng)時(shí)間飛行能力，成為高超聲速飛行器的重要發(fā)展方向，在重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸?shù)榷囝I(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景[4]。

進(jìn)行天地往返飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)，要依托仿真計(jì)算、地面試驗(yàn)來(lái)精確確定飛行器所受的氣動(dòng)載荷，在此基礎(chǔ)上提供數(shù)據(jù)輸入以完成飛行器的彈道設(shè)計(jì)、飛行控制設(shè)計(jì)、防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等分系統(tǒng)設(shè)計(jì)。天地往返飛行器氣動(dòng)分析若重點(diǎn)采用數(shù)值仿真技術(shù)，那么在很多空域及速域缺乏驗(yàn)證與評(píng)估手段，具體表現(xiàn)在以下方面：1）數(shù)值仿真建模方面，網(wǎng)格拓?fù)浼敖诿婢W(wǎng)格對(duì)氣動(dòng)仿真結(jié)果存在較大影響；2）湍流模型方面，對(duì)現(xiàn)有湍流模型在精度上缺乏共同的認(rèn)識(shí)，同時(shí)，模型經(jīng)驗(yàn)參數(shù)修正也是面臨的難題；3）空間離散格式方面，不同空間離散格式數(shù)值特性差異明顯，對(duì)氣動(dòng)仿真結(jié)果影響明顯；4）限制器方面，不同限制器求解性能具有較大差異，且對(duì)氣動(dòng)仿真結(jié)果具有顯著影響。風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)軌蛴行?duì)氣動(dòng)仿真計(jì)算方法及模型進(jìn)行修正，對(duì)形成適用于全空域全速域的氣動(dòng)仿真方案，提高氣動(dòng)數(shù)值仿真精度，進(jìn)而減小彈道、飛行控制、防熱結(jié)構(gòu)等設(shè)計(jì)誤差具有重要意義。

上述分析表明，天地往返飛行器的發(fā)展離不開(kāi)風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備的支撐，但在空氣動(dòng)力學(xué)地面試驗(yàn)設(shè)備上百年的發(fā)展歷程中，建造用于發(fā)展先進(jìn)天地往返飛行器所必須的、能夠模擬馬赫數(shù)為8以上飛行狀態(tài)的試驗(yàn)設(shè)備還存在技術(shù)瓶頸。為了在地面試驗(yàn)設(shè)備中開(kāi)展吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)的飛行器一體化設(shè)計(jì)性能測(cè)試和耐久力考核試驗(yàn)，模擬全尺度條件下高超聲速飛行環(huán)境——包括速度、溫度、壓力、空氣組分和試驗(yàn)時(shí)間——是極其重要的。據(jù)資料顯示，即便美國(guó)等航天大國(guó)也缺乏真實(shí)氣體溫度、清潔空氣、大尺度、長(zhǎng)時(shí)間、高馬赫數(shù)試驗(yàn)?zāi)芰?。目前已?jīng)存在的儲(chǔ)能加熱潔凈空氣設(shè)備可模擬的氣流最高馬赫數(shù)約為7；燃燒加熱的污染空氣設(shè)備可模擬的氣流速最高馬赫數(shù)約為8；電弧加熱設(shè)備模擬的氣流最高馬赫數(shù)可以達(dá)到9~10，但試驗(yàn)尺度較小，且電極熔化會(huì)對(duì)空氣造成污染；壓縮加熱（如脈沖激波風(fēng)洞）可提供最高馬赫數(shù)約14~15的試驗(yàn)條件，但試驗(yàn)時(shí)間極短，為毫秒量級(jí)。1994年出版的NASA和美國(guó)國(guó)防部《國(guó)家設(shè)備研究報(bào)告》和1997年的美國(guó)國(guó)防部報(bào)告《航空試驗(yàn)設(shè)備評(píng)估》中確認(rèn)的研究?jī)?nèi)容揭示了吸氣式高超試驗(yàn)?zāi)芰εc相對(duì)應(yīng)的高超聲速飛行器飛行試驗(yàn)需求之間存在著巨大的差距[5]。

對(duì)于發(fā)展馬赫數(shù)大于8的真實(shí)溫度的高超聲速風(fēng)洞，至少存在以下數(shù)個(gè)主要技術(shù)瓶頸或障礙：1）來(lái)流空氣所需的足夠能量；2）正確的空氣化學(xué)成分；3）模擬吸氣發(fā)動(dòng)機(jī)工作的長(zhǎng)的工作時(shí)間；4）可承受長(zhǎng)時(shí)間高溫高壓試驗(yàn)氣體的設(shè)備材料與工藝技術(shù)。近些年來(lái)，為了解決以上難題，出現(xiàn)了兩種技術(shù)途徑嘗試進(jìn)行技術(shù)突破，1）考慮通過(guò)集束能量向試驗(yàn)氣體中注入熱能；2）對(duì)試驗(yàn)氣體進(jìn)行磁流體動(dòng)力（Magneto Hydro Dynamics，MHD）加速，從而使氣流速度進(jìn)一步增加，總壓進(jìn)一步提高[6]。磁流體動(dòng)力加速試驗(yàn)設(shè)備因其獲得更高馬赫數(shù)試驗(yàn)條件的同時(shí)避免在噴管喉道前極高的飛行總溫，減少喉道傳熱設(shè)計(jì)難度，降低氣體離解效應(yīng)而受到國(guó)外研究人員的關(guān)注。各國(guó)針對(duì)該項(xiàng)技術(shù)開(kāi)展了大量研究，從而研制能夠長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定工作的高焓高超聲速風(fēng)洞，同時(shí)這也成為超聲速氣流磁流體加速技術(shù)在工程領(lǐng)域的最早應(yīng)用。

1 磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞發(fā)展現(xiàn)狀

1.1 國(guó)外發(fā)展現(xiàn)狀

國(guó)外磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞領(lǐng)域的研究開(kāi)展較早且相關(guān)研究機(jī)構(gòu)較多，具有代表性的研究單位包括美國(guó)航空航天局蘭利研究中心（NASA LRC）、美國(guó)空軍阿諾德工程發(fā)展中心（USAF AEDC）、美國(guó)航空航天局馬歇爾空間飛行中心（NASA MSFC）以及俄羅斯中央空氣動(dòng)力研究所（TsAGI）等。

（1）NASA LRC磁流體動(dòng)力加速器

NASA LRC是磁流體加速的先驅(qū)并在20世紀(jì)60年代維持了超過(guò)十年的相關(guān)研究工作。他們的雙重目標(biāo)是開(kāi)發(fā)用于行星再入的高超聲速風(fēng)洞并將研究結(jié)果應(yīng)用于空間推進(jìn)。采用的工作介質(zhì)是氮?dú)猓∟2），并添加銫（Cs）作為電離種子。NASA LRC設(shè)計(jì)了三種磁流體動(dòng)力加速器，第一種加速器出口為1cm×1cm、第二種加速器出口為2.54cm×2.54cm、第三種加速器出口為6.35cm×6.35cm，根據(jù)設(shè)計(jì)方案，可以模擬飛行器在53km高度下達(dá)到13km/s的出口速度，但由于設(shè)備限制，最終利用30~36對(duì)電極，達(dá)到9.6km/s的出口速度。

（2）USAF AEDC磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞原理驗(yàn)證

USAF AEDC制定了兩個(gè)磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞原理驗(yàn)證計(jì)劃，即“低密度驗(yàn)證計(jì)劃”（Low Density Focus Program，LORHO）和“高密度驗(yàn)證計(jì)劃”（High Density Focus Program，HIRHO）[7-8]。LORHO基于1.2MW電弧加熱器，磁場(chǎng)強(qiáng)度2T，利用117對(duì)電極，出口速度達(dá)到3.9km/s。該計(jì)劃同時(shí)設(shè)計(jì)制造了20MW火箭發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)引導(dǎo)設(shè)備，但未進(jìn)行試驗(yàn)。HIRHO基于激波風(fēng)洞，磁場(chǎng)強(qiáng)度7.5T，利用46cm長(zhǎng)的分段法拉第通道及11對(duì)電極，添加鉀作為電離種子，速度較磁流體加速前增加75%，但由于對(duì)于高超聲速飛行模擬的需求下降而終止。

（3）USAF AEDC輻射驅(qū)動(dòng)/磁流體動(dòng)力混合加速方案

磁流體動(dòng)力加速要求試驗(yàn)氣體具備導(dǎo)電性，高溫低壓氣體中加入堿金屬種子可以提高電導(dǎo)率，但僅在氣流靜溫大于2 500K時(shí)有效。然而，氣流靜溫大于2 500K時(shí)，將產(chǎn)生較高的熵值，同時(shí)因高溫化學(xué)反應(yīng)而產(chǎn)生氣體雜質(zhì)（如NO等），從而導(dǎo)致模擬條件與真實(shí)飛行條件的差異。另外，加入的堿金屬也會(huì)對(duì)飛行器試驗(yàn)帶來(lái)未知干擾效應(yīng)。因此，USAF AEDC提出了一種馬赫數(shù)為8~15模擬能力的混合加速方案[9]。該方案首先利用電子束輻射增加的超聲速氣流內(nèi)能，通過(guò)噴管的膨脹使清潔空氣馬赫數(shù)達(dá)到12；進(jìn)一步，利用第二個(gè)連續(xù)操作的電子束或電弧以達(dá)到磁流體動(dòng)力加速所需的電導(dǎo)率，從而通過(guò)磁流體動(dòng)力加速使空氣馬赫數(shù)達(dá)到15。該混合方法可以避免電離污染及高溫種子的注入。其概念如圖1所示。

圖1 輻射驅(qū)動(dòng)/磁流體動(dòng)力混合加速風(fēng)洞概念

（4）NASA MSFC磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞

NASA MSFC建造了磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞，并對(duì)磁流體加速器在未來(lái)大推力推進(jìn)器中的應(yīng)用進(jìn)行了可行性研究[10]，如圖2所示。該風(fēng)洞采用1.5MW疊片電弧加熱，流量130g/s，總壓8.9×105Pa，總溫2 700K；采用2MW磁流體動(dòng)力加速器，通道長(zhǎng)度96cm，出口尺寸3.6cm×3.6cm，電極65對(duì)，磁場(chǎng)強(qiáng)度2T，電離種子為質(zhì)量分?jǐn)?shù)1%的鈉鉀合金（NaK），具備速度增加150%的潛力，加速器出口馬赫數(shù)為3.52，最高速度3 550m/s，出口靜壓2.8×104Pa，出口靜溫3 000K，運(yùn)行時(shí)間小于1s，并可通過(guò)第二噴管繼續(xù)膨脹加速，出口速度取決于試驗(yàn)段背壓。該風(fēng)洞可采用引射氮?dú)庑纬尚∮?×103Pa的背壓條件。

圖2 NASA MSFC磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備示意

（5）俄羅斯TsAGI磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞

俄羅斯針對(duì)磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞的研究始于前蘇聯(lián)時(shí)期，研制了大型同軸電弧加熱型磁流體動(dòng)力風(fēng)洞[11]，結(jié)構(gòu)示意如圖3所示。該設(shè)備輸入功率1MW，可以把空氣加熱到3 700K；電離種子采用質(zhì)量分?jǐn)?shù)1%的鈉鉀合金（NaK），通過(guò)位于第一噴管喉道前部的混合室注入；加速通道中布置有80對(duì)相互獨(dú)立的電極，長(zhǎng)0.5m，擴(kuò)張角1°，磁感應(yīng)強(qiáng)度達(dá)2.5T；通道后還連接有第二噴管，使氣流進(jìn)一步加速，加速通道出口速度6.5km/s，第二噴管出口速度8.0km/s。該磁流體動(dòng)力系統(tǒng)采用熱沉設(shè)計(jì)，運(yùn)行時(shí)間不大于1s，可滿足空氣動(dòng)力測(cè)量參數(shù)要求。

研究表明，第二噴管內(nèi)的非平衡效應(yīng)較明顯，但可采用依賴于加速器出口組分濃度的凍結(jié)流模型進(jìn)行較好的預(yù)估，且種子的存在使得氮?dú)夥肿幼杂烧駝?dòng)能趨于減少，從而導(dǎo)致噴管出口速度的增加和靜溫的升高。

1-電弧加熱器；2-混合室；3-種子注入；4-初級(jí)超音速噴管；5-磁流體加速器；6-二級(jí)噴管；7-試驗(yàn)段。

（6）國(guó)外幾種風(fēng)洞的主要參數(shù)

國(guó)外主要磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞主要參數(shù)如表1所示。

表1 磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞主要參數(shù)

Tab.1 Main parameters of MHD acceleration wind tunnel

1.2 國(guó)內(nèi)磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞發(fā)展現(xiàn)狀

國(guó)內(nèi)針對(duì)磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞研究開(kāi)展較晚，研究?jī)?nèi)容則主要集中于磁流體加速器的仿真分析及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證等方面。

文獻(xiàn)[12]進(jìn)行了磁流體動(dòng)力加速器通道的性能仿真研究，分段法拉第型加速通道長(zhǎng)1m，入口面積0.2m2，來(lái)流馬赫數(shù)為2，總溫3 000K，總壓1×106Pa，假設(shè)電離度均勻且電導(dǎo)率為20S/m，當(dāng)磁感應(yīng)強(qiáng)度為6T，在電磁力作用下流體的速度增加18.1%，馬赫數(shù)增加31.9%，總溫增加31.0%，總壓增加32.7%。與普通的加熱方式相比，由磁流體動(dòng)力加速器加入的焓值中有一部分是以推力功的形式加入的，不會(huì)導(dǎo)致熵增。

文獻(xiàn)[13]初步研制出基于激波風(fēng)洞的超聲速氣流磁流體動(dòng)力技術(shù)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，設(shè)計(jì)了馬赫數(shù)為2的超聲速噴管及實(shí)驗(yàn)段，采用氦氣驅(qū)動(dòng)氬氣，在平衡接觸面運(yùn)行方式下得到高溫氣體，通過(guò)在低壓段注入電離種子K2CO3粉末，實(shí)現(xiàn)高溫條件下導(dǎo)電流體的產(chǎn)生。得到了以下結(jié)論：通過(guò)合理設(shè)計(jì)激波管高低壓段長(zhǎng)度，實(shí)驗(yàn)時(shí)間為9ms左右，出口總溫達(dá)到3 500K以上，馬赫數(shù)為2的超聲速氣流的電導(dǎo)率則可達(dá)40S/m。在此基礎(chǔ)上，文獻(xiàn)[13]還開(kāi)展了超聲速氣流磁流體加速的初步實(shí)驗(yàn)研究，當(dāng)噴管入口總壓0.704 9MPa、理論平衡溫度8 372.8K、噴管出口馬赫數(shù)為1.5時(shí)，在電容充電400V、磁感應(yīng)強(qiáng)度0.5T的條件下，超聲速氣流的電導(dǎo)率約為150S/m、電效率約為28%，采用電參數(shù)測(cè)試方法對(duì)磁流體加速效果進(jìn)行評(píng)估，速度增加約15.7%；研究還表明電導(dǎo)率對(duì)加速通道的電效率及加速效果等有很重要的影響。

從研究進(jìn)展來(lái)看，國(guó)內(nèi)磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞尚處于關(guān)鍵技術(shù)研究階段，在磁流體動(dòng)力加速器原理驗(yàn)證及性能評(píng)估等方面取得了一定的研究成果，但研究方向不全面，研究深度不足，與實(shí)際工程應(yīng)用尚有較大差距。

2 磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞原理

磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞的基本原理是采用電弧或感應(yīng)耦合方式加熱，通過(guò)氣動(dòng)噴管加速混合室生成高溫高壓等離子體，然后利用磁流體加速器進(jìn)行電磁力學(xué)加速，在不改變混合室總壓的條件下，進(jìn)一步提高超聲速氣流的速度和總焓，從而獲得所需的試驗(yàn)氣流。

20世紀(jì)50年代，在國(guó)際航空會(huì)議上提出了磁控氣動(dòng)力學(xué)的概念[14]。在此基礎(chǔ)上，各國(guó)針對(duì)超聲速氣流磁流體加速技術(shù)開(kāi)展了大量研究，并首先在研制高焓高超聲速風(fēng)洞中開(kāi)展了應(yīng)用[15-16]。

磁流體動(dòng)力加速是一種電磁加速方式，其基本原理如圖4所示。圖中為電流密度；為磁感應(yīng)強(qiáng)度；為電場(chǎng)強(qiáng)度；為速度，在外加電場(chǎng)和磁場(chǎng)的耦合作用下，注入導(dǎo)電流體的電能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能而使氣流速度增加。一般認(rèn)為磁流體主要受到洛倫茲效應(yīng)（力效應(yīng)）和焦耳效應(yīng)（熱效應(yīng)）兩種效應(yīng)的綜合影響。洛倫茲效應(yīng)表現(xiàn)為超聲速導(dǎo)電氣流在電場(chǎng)作用下與外界形成回路，并在磁場(chǎng)作用下受洛倫茲力而加速；焦耳效應(yīng)則主要表現(xiàn)為能量釋放的消極影響，即由于焦耳熱產(chǎn)生的逆壓梯度而給氣流帶來(lái)阻滯作用。理論研究表明，當(dāng)磁感應(yīng)強(qiáng)度為2T時(shí)，焦耳熱僅能使氣體靜溫升高6K；實(shí)驗(yàn)研究也發(fā)現(xiàn)，由于焦耳耗散大部分能量被用來(lái)激發(fā)氣體振動(dòng)能，焦耳加熱造成的影響可以忽略。

圖4 磁流體動(dòng)力加速原理

研究磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞時(shí)主要應(yīng)考慮加速通道結(jié)構(gòu)形式及采用的電離方式等方面。

磁流體加速通道的常見(jiàn)結(jié)構(gòu)形式主要有線性霍爾型、分段法拉第型、連續(xù)斜聯(lián)型及導(dǎo)體斜壁型[17]，如圖5所示，為斜角，w為壁面斜角。一般來(lái)說(shuō)，霍爾型加速通道更適合于低密度的氣體，而分段法拉第型加速通道則更適合于高密度的氣體，連續(xù)斜聯(lián)型及導(dǎo)體斜壁型加速通道具備與分段法拉第型加速器相同的優(yōu)勢(shì)，同時(shí)降低了系統(tǒng)復(fù)雜性，但其性能一般低于分段法拉第型通道。

圖5 磁流體加速通道的主要結(jié)構(gòu)形式

磁流體電離方式則主要包括熱電離及外部電離兩類。當(dāng)氣體溫度較高（高于2 500K）時(shí)，采用熱電離方式，在氣體中加入堿金屬（堿金屬鹽）物質(zhì)作為電離種子，利用堿金屬電離電位較低的特點(diǎn), 在相對(duì)較低的溫度下獲得部分電離氣體；當(dāng)氣體溫度較低（低于2 500K）時(shí)，采用外部電離方式，其電離需要外界能量的注入。熱電離方式大多基于激波管設(shè)備實(shí)現(xiàn)；外部電離方式則包括電子束電離、納秒脈沖放電、微波放電等多種形式。

3 磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞方案

為滿足先進(jìn)天地往返飛行器地面試驗(yàn)高馬赫、潔凈空氣、正確化學(xué)成分、長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行的要求，本文提出一種基于熱電離的磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞方案。通過(guò)加熱設(shè)備將空氣加熱至總溫0=3 000~3 500K，并在混合室加入0.1%~1%堿金屬銫Cs，再通過(guò)一次噴管將氣流速度提升至=1.5，隨后通過(guò)磁流體動(dòng)力加速通道進(jìn)行加速，磁場(chǎng)強(qiáng)度>5T，使得出口氣流速度達(dá)到=3.5，并利用二次噴管進(jìn)一步膨脹加速，在不小于0.04m2（200mm×200mm）的噴管出口范圍內(nèi)，最高達(dá)到出口=15的模擬環(huán)境?？傮w方案示意如圖6所示。

圖6 磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞總體方案示意

（1）氣體電離方式

采用高頻等離子發(fā)生器為設(shè)備提供加熱源。高頻等離子體發(fā)生器中的工作氣體因擊穿而導(dǎo)電，并在交變磁場(chǎng)作用下形成電流，產(chǎn)生焦耳熱。條件適當(dāng)時(shí)，放電將能維持下去并不斷使送入發(fā)生器的冷工作氣體加熱形成等離子體流。由于這種等離子體發(fā)生器沒(méi)有電極燒損所引起的污染問(wèn)題，提升了等離子體潔凈度。加入電離種子提高氣體電導(dǎo)率，同時(shí)，為實(shí)現(xiàn)正確空氣化學(xué)成分的模擬，應(yīng)盡量降低氣體離子化程度。根據(jù)氣動(dòng)熱力學(xué)原理，高溫空氣平衡成分隨溫度的變化有以下的趨勢(shì)：隨著壓力的升高，離解反應(yīng)要推遲到較高的溫度才發(fā)生。相反，如果壓力減小，則離解反應(yīng)在較低溫度下就會(huì)發(fā)生。當(dāng)氣體總壓0<1×106Pa，控制氣體總溫0=3 000~3 500K，可使氣體離子化低于30%。

（2）磁流體動(dòng)力加速通道形式

為滿足高密度氣流加速需求，采用分段法拉第型加速通道。同時(shí)，由于加速通道長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行過(guò)程中將產(chǎn)生大量熱量，采用水冷循環(huán)對(duì)通道進(jìn)行主動(dòng)冷卻。

（3）氣流參數(shù)測(cè)試方案

由于磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞內(nèi)部工作條件惡劣，傳統(tǒng)接觸式測(cè)試分析手段難以應(yīng)用。因此，采用可調(diào)諧二極管激光吸收光譜技術(shù)（Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy，TDLAS），將適當(dāng)頻率的激光經(jīng)準(zhǔn)直后射入試驗(yàn)段的氣流中，并測(cè)定透射光譜線，利用譜線的線型信息隨溫度變化特性實(shí)現(xiàn)溫度測(cè)量，利用吸收率的絕對(duì)強(qiáng)度獲取氣體濃度信息。

4 磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題

磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞與傳統(tǒng)高超聲速風(fēng)洞相比，其優(yōu)勢(shì)在于獲得更高試驗(yàn)氣流馬赫數(shù)的同時(shí)避免噴管喉道前總溫過(guò)高，從而避免喉道高溫破壞及試驗(yàn)氣流污染。同時(shí)，磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞系統(tǒng)復(fù)雜，超聲速氣流磁流體加速試驗(yàn)存在大量技術(shù)難題，相關(guān)試驗(yàn)主要由美俄等少數(shù)航空航天大國(guó)完成。超聲速氣流磁流體加速試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題主要包括超聲速氣流電離技術(shù)、磁流體動(dòng)力加速通道設(shè)計(jì)、高超聲速模擬測(cè)試技術(shù)等方面。

4.1 超聲速氣流電離技術(shù)

應(yīng)用于超聲速流動(dòng)的磁流體加速技術(shù)，其核心技術(shù)是超聲速氣流電離。難點(diǎn)問(wèn)題在于如何使氣流具有并保持較好的電導(dǎo)率水平及分布。氣流的電導(dǎo)率與氣體種類、氣動(dòng)參數(shù)、通道尺寸等因素都有關(guān)。一般來(lái)說(shuō)，實(shí)現(xiàn)氣體電離時(shí)所需的能量會(huì)隨著通道體積的增大而增加，需要根據(jù)實(shí)際條件設(shè)計(jì)合理的磁流體通道尺寸。同時(shí)，對(duì)于熱電離而言，氣體電導(dǎo)率隨溫度（降低）或壓力（增加）都存在近似的指數(shù)衰減關(guān)系，需要綜合選取氣動(dòng)條件。針對(duì)綜合因素條件下超聲速氣流電離規(guī)律及機(jī)理仍需深入研究。

此外，針對(duì)不同電離方式在磁流體加速風(fēng)洞的工程應(yīng)用，還需開(kāi)展相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)研究。

對(duì)于熱電離方式，需重點(diǎn)發(fā)展超聲速氣流條件下的電離種子注入技術(shù)。不同的堿金屬電離種子, 其狀態(tài)不一樣, 使用方法也存在差異。固態(tài)種子可采用燃油增溶溶解方式，液態(tài)種子可采用壓力噴射混合方法。

對(duì)于外部電離而言，從理論上分析，電子束電離方式是最有效的外部電離方法，但目前電子束電離方式在工程應(yīng)用研究中，也還存在諸如真空加速、透射窗力熱強(qiáng)度設(shè)計(jì)、電子束散射特性等一系列的技術(shù)問(wèn)題需要解決。

4.2 磁流體動(dòng)力加速通道設(shè)計(jì)

磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞設(shè)計(jì)首先需要確定磁流體動(dòng)力加速通道的結(jié)構(gòu)形式。文獻(xiàn)顯示，國(guó)外多采用分段法拉第結(jié)構(gòu)形式，這是由工作溫度和壓力決定的。磁流體加速試驗(yàn)時(shí)一般需要提高磁感應(yīng)強(qiáng)度以增強(qiáng)流場(chǎng)的電磁效應(yīng)，可以選用合適的電磁體設(shè)備。但對(duì)于法拉第型通道而言，當(dāng)流場(chǎng)密度較低時(shí)，磁感應(yīng)強(qiáng)度的增大使得帶電粒子的回旋頻率增大，霍爾系數(shù)放大，通道內(nèi)會(huì)產(chǎn)生高度非均勻的磁流體流動(dòng)，從而影響磁流體加速的性能。因此，分段法拉第通道的設(shè)計(jì)應(yīng)綜合考慮氣流密度及磁感應(yīng)強(qiáng)度等因素。

同時(shí)，磁流體加速通道中的電極設(shè)計(jì)也是試驗(yàn)中的關(guān)鍵技術(shù)，其設(shè)計(jì)方案還需與具體的電離方式相適應(yīng)。例如，為了減小通道中的氣流擾動(dòng)，磁流體動(dòng)力電極的型面應(yīng)設(shè)計(jì)成流線型；對(duì)于熱電離方式而言，需要應(yīng)考慮長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及高溫冷卻等問(wèn)題。

4.3 高超聲速模擬測(cè)試技術(shù)

由于熱電離設(shè)備（電弧加熱器或高頻感應(yīng)加熱器）和磁流體動(dòng)力電極上均有外加電場(chǎng)和磁場(chǎng)，往往發(fā)生瞬間放電的現(xiàn)象。在強(qiáng)磁場(chǎng)的作用下，易產(chǎn)生強(qiáng)電磁干擾，從而影響各參數(shù)的測(cè)量。往常工程中曾出現(xiàn)未經(jīng)屏蔽的高頻感應(yīng)加熱條件下的壓力傳感器損壞的情況。因此，磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞中參數(shù)測(cè)試時(shí)應(yīng)采用電磁屏蔽技術(shù)，避免強(qiáng)電磁環(huán)境對(duì)測(cè)試傳感器的干擾。

等離子體測(cè)試的重要參數(shù)包括加速通道中的電導(dǎo)率和速度、噴管出口速度和氣體組分濃度等，后續(xù)應(yīng)針對(duì)一系列測(cè)試技術(shù)開(kāi)展研究：1）研究適用于加速通道中電導(dǎo)率測(cè)量的微波干涉儀技術(shù)；2）研究適用于氣流溫度和速度測(cè)量的平面激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)；3）研究適用于高溫氣流組分、濃度和溫度等參數(shù)測(cè)量的高分辨率、高性能的光譜測(cè)試技術(shù)。

5 磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞發(fā)展建議

結(jié)合國(guó)內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀，在后續(xù)研究中，須著重考慮以下幾個(gè)方面。

（1）提前開(kāi)展磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞研制規(guī)劃

依托各類高超聲速飛行器研制任務(wù)，我國(guó)在等離子加熱設(shè)備及試驗(yàn)技術(shù)上具備了一定的研究基礎(chǔ)，形成了電弧加熱設(shè)備、高頻感應(yīng)加熱設(shè)備等應(yīng)用能力。為進(jìn)一步滿足真實(shí)氣體溫度、清潔空氣、大尺度、長(zhǎng)時(shí)間、高馬赫數(shù)地面模擬試驗(yàn)需求，我國(guó)應(yīng)提前在相關(guān)領(lǐng)域開(kāi)展研究規(guī)劃。針對(duì)磁流體動(dòng)力加速通道設(shè)計(jì)、超聲速氣流電離技術(shù)及高超聲速模擬測(cè)試技術(shù)三大關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題，重點(diǎn)突破復(fù)雜電源系統(tǒng)技術(shù)、加熱通道主動(dòng)冷卻技術(shù)、熱電離技術(shù)、高分辨率高性能的光譜測(cè)試技術(shù)，為磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞研制奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

（2）注重磁流體動(dòng)力學(xué)原理研究

磁流體動(dòng)力學(xué)原理研究是開(kāi)展磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞研制的基礎(chǔ)。磁流體加速涉及電場(chǎng)、磁場(chǎng)及流場(chǎng)之間的復(fù)雜耦合關(guān)系，物理過(guò)程復(fù)雜。特別是超聲速氣流電離、磁流體動(dòng)力加速通道設(shè)計(jì)等問(wèn)題都依賴于磁流體動(dòng)力學(xué)原理研究基礎(chǔ)。目前國(guó)內(nèi)外針對(duì)該問(wèn)題的研究尚不深入，其內(nèi)在機(jī)理尚不完全清晰，使得工程研制的理論依據(jù)不足。因此，磁流體動(dòng)力學(xué)原理研究是后續(xù)面臨的一個(gè)重要方向。一方面，發(fā)展磁流體動(dòng)力學(xué)多場(chǎng)耦合數(shù)值仿真模型，描述磁流體流動(dòng)的演化過(guò)程及其機(jī)理；另一方面，利用電弧加熱設(shè)備或高頻感應(yīng)加熱設(shè)備提供高溫實(shí)驗(yàn)氣體，建立磁流體動(dòng)力實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，研究不同的通道結(jié)構(gòu)、工作介質(zhì)及電離方式下的流動(dòng)特性，為磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞的研制提供理論基礎(chǔ)。

（3）拓展磁流體動(dòng)力技術(shù)多領(lǐng)域應(yīng)用

隨著磁流體動(dòng)力技術(shù)成熟度的提高，除應(yīng)用于磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞外，該技術(shù)逐漸在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)、高超聲速流動(dòng)控制以及機(jī)載設(shè)備供電等方面表現(xiàn)出廣闊的應(yīng)用前景。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)方面，采用磁流體能量旁路的磁流體沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)，可獲得更高的飛行馬赫數(shù)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能；高超聲速流動(dòng)控制方面，利用磁流體動(dòng)力對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)氣道流動(dòng)進(jìn)行調(diào)控，可改善進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)品質(zhì)，拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍；機(jī)載設(shè)備供電方面，利用燃燒室后的高溫燃?xì)膺M(jìn)行磁流體發(fā)電，為長(zhǎng)時(shí)間大功率機(jī)載設(shè)備供電提供新的技術(shù)途徑。因此，通過(guò)開(kāi)展磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞的理論研究及工程化，突破關(guān)鍵技術(shù)，拓展磁流體動(dòng)力技術(shù)在上述領(lǐng)域應(yīng)用，牽引相關(guān)學(xué)科發(fā)展，推動(dòng)顛覆性創(chuàng)新，具有重要意義。

6 結(jié)束語(yǔ)

磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞是拓展高超聲速地面模擬試驗(yàn)?zāi)芰Φ娜录夹g(shù)路線，是解決真實(shí)氣體溫度、清潔空氣、大尺度、長(zhǎng)時(shí)間、高馬赫數(shù)地面模擬試驗(yàn)難題的重要手段。國(guó)外相關(guān)機(jī)構(gòu)在該領(lǐng)域開(kāi)展了大量研究工作，完成了相關(guān)原理驗(yàn)證及方案設(shè)計(jì)，并開(kāi)展了很多工程研制工作。本文結(jié)合國(guó)內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀，提出了基于熱電離的磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞方案，分析了超聲速氣流電離技術(shù)、磁流體動(dòng)力加速通道設(shè)計(jì)、高超聲速模擬測(cè)試技術(shù)等磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題，并闡述了開(kāi)展磁流體動(dòng)力加速風(fēng)洞技術(shù)路徑規(guī)劃，注重磁流體動(dòng)力學(xué)原理研究，拓展磁流體動(dòng)力加速技術(shù)多領(lǐng)域應(yīng)用的發(fā)展建議。

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Research on Development of Magneto-hydro-dynamics Acceleration Wind Tunnel Technology

ZUO Guang1QI Bin1OU Dongbin2

（1 Beijing Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）（2 Beijing Key Laboratory of Arc Plasma Application Equipment, China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China）

According to the requirement of ground simulation test for hypersonic vehicle, the traditional test method is difficult to reflect the real gas temperature, clean air, large-scale, long-term and high Mach number simulation ability, and the magneto-hydro-dynamic acceleration wind tunnel provides a new technology route. Domestic and external development status of the magneto-hydro-dynamic acceleration wind tunnel is reviewed. The principle of magneto-hydro-dynamic acceleration wind tunnel is introduced. A magneto-hydro- dynamic acceleration wind tunnel based on thermoelectric ionization is proposed. High frequency plasma generator is used to provide heating source for the equipment, so as to avoid the pollution caused by electrode burning. The total temperature of the gas is controlled below 3 500 K, so that the gas ionization is less than 30%. Through two-stage acceleration, the simulating environment of 15 Mach at the outlet is achieved. Furthermore, the key technical problems of magneto-hydro-dynamic acceleration wind tunnel are analyzed. In the field of supersonic gas ionization, the key problems lie in the law and mechanism of supersonic gas ionization and the key technologies such as ionization seed injection and electron beam ionization. In the design of magneto-hydro-dynamic acceleration channel, the comprehensive influence of gas flow density and magnetic induction intensity and the design technology of electrodes are mainly considered. The key technology of hypersonic simulation test include electromagnetic shielding technology, microwave interferometer technology, planar laser induced fluorescence technology, high resolution and high performance spectral testing technology, etc. Finally, suggestions are provided for future development of magneto-hydro-dynamic acceleration wind tunnel.

Magneto-hydro-dynamics; hypersonic; wind tunnel; ground simulation test; re-entry space vehicle

R857

A

1009-8518(2018)06-0001-11

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.06.001

左光，男，1971年生，畢業(yè)于天津大學(xué)及莫斯科航空學(xué)院，碩士，研究員，中國(guó)航天科技集團(tuán)學(xué)術(shù)技術(shù)帶頭人。研究方向?yàn)樘斓赝碉w行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)及不同升阻比飛行器EDL技術(shù)。E-mail：lunar_cast@126.com。

齊玢，男，1986年生，畢業(yè)于北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，博士，工程師。研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)。E-mail：qionline@163.com。

2018-08-25

（編輯：劉穎）