2. 中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094
2. Beijing Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China
高超声速飞行器快速打击能力对高速度的追求, 给航空航天工程提出了更高的要求, 高超声速飞行器地面试验模拟能力亟待提升, 磁流体动力学技术作为突破现有高超声速飞行器和再入航天器设计理念的发展方向之一, 受到了国内外研究人员的重视[1].磁流体动力学是研究导电流体与磁场相互作用运动规律的学科, 在受控核聚变、磁流体发电和磁流体加速方面有大量的应用.磁流体加速技术的可行性已经获得验证, 国外已经开展了磁流体加速技术在高超声速方向的应用研究, 高超声速高焓风洞模拟设备已经开展了实验论证和工程应用[2].
本文在介绍磁流体加速技术的基础上, 综述了国内外在磁流体加速风洞应用方面的研究工作, 详细介绍了国外通过开展磁流体加速风洞研究, 发展建立高超声速飞行系统地面试验模拟能力方面所做的工作, 同时介绍了我国磁流体加速风洞研究的现状和不足.
1 磁流体加速技术磁流体加速的基本原理如图 1所示, 在一段磁流体通道内导电高温等离子体气流与电、磁场相互作用, 在Lorentz(J × B)作用下, 电能转换为气流动能, 从而实现加速过程.国内外对MHD加速的机理尚不完全清楚, 目前认知的主要工作机制分为两种[3]:(1)Lorentz效应, 即高温气流在磁场作用下, 受Lorentz力而获得加速; (2)Joule效应, 磁流体效应作用下会产生Joule热, 对气体加热, Joule放热产生逆压梯度, 会产生减速效应.实验研究表明, 对于氮气或干燥空气作为试验介质, 磁流体加速过程中放电能量中进行Joule加热的比例很低(0.1左右), 能量冻结在振动激发模式, 超声速气流加速/减速主要来自于Lorentz效应[4].
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| 图 1 MHD加速原理 Fig.1 Schematic diagram for MHD acceleration |
MHD加速的实现方式是在加速通道内, 利用Lorentz对导电流体进行加速, 其核心之一是获得一定电子密度的导电流体, 常用的方式主要可分为两种. (1)热电离:对气体加热, 增加气体中各粒子的平均动能, 增大粒子间发生非弹性碰撞的程度, 使粒子的外层电子脱离原子核的束缚成为自由电子.温度愈高, 粒子平均动能越大, 产生的自由电子数目也就越多, 气流电子密度获得提升, 这种方法要求气体温度较高(高于2 500 K). (2)非平衡电离:主要采用添加种子或者采用外部能量注入的方式提高气体电子数密度.非平衡电离的优势在于在较低气流温度(小于2 500 K)的情况下可以获得足够量级的电子数密度.由于种子注入的方式一般采用活性碱金属, 碱金属的电离电位相对较低, 加入碱金属作为种子后, 在较低的气体温度时可以实现较高的电子数密度, 从而实现气体电离.外部电离技术以某种方式给电子以能量, 提高了电子温度和电子平均速度, 进而增大电子和中性粒子碰撞的几率实现电离, 提升电子密度, 常用的外部电离方式包括高能电子束电离、高压纳秒脉冲放电等.
常见的磁流体加速通道可分为线性Hall型、分段Faraday型、连续斜联型和导体斜壁型.目前在磁流体加速风洞中应用较广泛的是分段Faraday型的加速通道形式, 在沿流向的通道内壁面布置多对电极的形式实现对通道内气流的加速.
2 MHD加速风洞20世纪五六十年代, 随着载人航天及军事发展的需求, 高超声速系统技术获得不断发展, 地面试验设备缺乏足够的试验能力模拟飞行器预期的飞行环境, 因此急须发展能够在较大Mach数范围内提供稳定流动条件的高超声速风洞试验装置; 但传统的电弧加热、激波加热等纯热力学方式所能达到的总压远低于所需条件, 且其过高的温度会对喷管造成烧蚀, 现有风洞设备难以复现高超声速飞行的超高速飞行环境, 研制具备相应模拟能力的风洞设备成为高超声速研究领域的一大难题.
为了模拟飞行器更加真实的飞行环境, 地面设备须提供不同飞行高度下的高速环境, 进行长时间的地面试验, 这对地面设备的模拟能力提出了很高的要求, 常规风洞设备依赖喷管加速的手段可以实现对飞行器飞行高度和超高速再入环境的模拟, 但其毫秒量级的试验时间, 无法实现对高超声速飞行器飞行过程的长时间模拟.风洞喷管加速结合MHD加速的技术途径成为一个可行的方案, 因而提出了MHD加速风洞的概念, 用于模拟飞行器再入的超高速环境并实现10 s至数百s时间内的长时间稳定运行. MHD加速风洞采用电弧或感应耦合方式加热, 用气动喷管加速混合室生成高温高压等离子体, 利用MHD磁流体加速器进行电磁力学加速, 在不改变混合室总压的条件下, 可以进一步提高超声速气流的速度和热焓. 图 2给出了不同类型风洞设备可以模型的飞行包线，研究表明, 基于MHD加速的风洞设备可以模拟飞行高度H=65~80 km, 飞行Mach数Ma=15~22的飞行环境[5], 其模拟的Mach数和飞行高度高于现有连续式风洞和电弧风洞的模拟范围, 对于高超声速飞行器和超燃冲压发动机飞行环境的模拟具有巨大的优势, 因而受到俄罗斯和美国研究人员的重点关注.
2.1 国外研究现状
国外在MHD加速风洞方面的研究起步较早, 已经成功研制了MHD加速试验装置, 并开展了一系列的实验和理论分析工作.其中，有代表性的研究单位有:美国航空航天局(NASA)、美国空军研究实验室(USAF)、NASA马歇尔空间飞行中心(MSFC)以及俄罗斯中央空气动力研究所(TsAGI)等. 表 1汇总了各国在MHD加速风洞地面试验装置方面的工作.
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下载CSV 表 1 MHD加速风洞及主要参数 Tab.1 MHD wind tunnels and operation parameters |
俄罗斯TsAGI研究中心的Alfyorov等研制成功电弧加热型MHD风洞[5-8], 如图 3所示.该设备采用电弧加热器, 将空气加热到3 500~4 000 K, 在高温气流中加入电离种子, 电离种子采用1%NaK金属, 提升高温气流的电导率.高温气体首先通过一次喷管加速至Ma=1.8~2.5, 一次加速喷管后连接MHD加速通道, 加速通道中布置有30~120对不等相互独立的铜电极, 长0.5 m, 扩张角1°, 磁感应强度在1.5~5 T之间, MHD加速通道出口气流速度进一步提升至6.5 km/s; MHD加速通道后连接第2喷管, 使气流速度最终加速至8.0 km/s.该电弧加速试验装置在不开MHD加速器的试验条件下，系统运行时间在30 s左右; 在开启MHD加速器的试验工况，由于现有加速器采用热沉设计，系统运行时间不大于1 s, 该设备的最大输入功率可达1 MW, 是目前唯一正常运行的大型MHD加速风洞.
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| 图 3 俄罗斯TsAGI MHD加速风洞示意图 Fig.3 Schematic diagram of MHD wind tunnel in TsAGI 1. arc-heater 2. mixing camber 3. metering device 4. primary supersonic nozzle 5. MHD-accelerator 6. secondary nozzle 7. test section |
普林斯顿大学在20世纪90年代提出了辐射驱动高超声速风洞(radiantly driven hypersonic wind tunnel，RDHWT)的概念, 用来增加超声速气流的能量[9].美国先进高超磁流体加速研究计划(MHD accelerator research into advanced hypersonics，NASA MARIAH)研究计划中提出了利用MHD加速器增加能量[10] :结果显示仅靠MHD加速不能获得需要的试验条件, 而采取组合的MHD可以获得Ma=12~15的飞行环境, 采用此方法避免了喷管喉道前过高的总温, 减少了喉道的传热设计难度, 同时气体静温(＜2 500 K)的降低使得气体离解效应减弱, 有利于模拟真实的飞行条件.之后RDHWT和MARIAH合并为一个项目RDHWT/MARIAH II, 发展运行Ma=8~15、模拟真实飞行焓/熵试验条件和长运行时间的中等尺度高超声速风洞(MSHWT), 并建立使用和设计准则, 为下一步将发展大型试验评估设备奠定了基础[11-15].
NASA Langley是磁流体加速的先驱, 早在20世纪60年代开始MHD加速相关的探索, 在此领域进行了长期有益的积累, 其目标是研制用于模拟行星再入环境的高超声速风洞, 并应用于空间推进[16-18].地面试验装置采用氮气作为工作介质, 并添加Cs作为种子. NASA Langley设计了3种MHD加速器:第1种加速器出口为1×1 cm2，第2种加速器出口为2.54 × 2.54 cm2，第3种加速器出口为6.35 × 6.35 cm2, 设计指标可实现H=53 km和V=13 km/s的模拟能力, 但由于设备限制, 最终利用30~36对电极, 达到9.6 km/s的出口速度.
美国空军研究实验室(USAF)和阿诺德研究中心(AEDC)在20世纪60年代就提出了MHD加速风洞的建设计划[19-23].基于前期研究的结果, 研究人员提出开展适用于风洞试验条件下的磁流体加速装置研究, 该设备的最终目标是提供对高超声速飞行器高速飞行环境的真实模拟.该研究进行了电弧加热高温等离子体的磁流体加速地面试验, 成功实现了等离子体气流的加速.其研究分为两个计划：低密度目标(LORHO)和高密度(HIRHO).其中LORHO原理验证试验利用1.2 MW电弧加热器和2 T磁场, 20对Faraday通道加速可到3 km/s, 117对电极可到3.9 km/s; 并设计制造了20 MW火箭发动机驱动引导设备, 采用Hall加速器, 但未进行试验. HIRHO原理验证利用激波风洞, 46 cm长分段Faraday通道, 11对电极, 种子为钾, 速度在磁场强度7.5 T下增加85%.但由于对于高超声速飞行模拟的需求下降而终止[11]. MHD增能加速要求试验气体是导电的, 往往在高温低压气体中再加入碱金属种子可以提高电导率, 但仅仅是在气流静温大于2 500 K时有效, 这个静温导致了较高的空气熵值和加入污染组分(如NOx等), 引起模拟试验条件和真实飞行条件之间的差异.另外, 加入的碱金属也会对飞行器试验带来未知干扰效应.因此, AEDC提出了一种可以达到Ma=8~15模拟能力的混合方案, 电子束加入的超声速气流和通过喷管的膨胀可以在清洁空气下达到Ma=12, Ma=15则可以利用第2个连续操作的电子束或电弧以达到MHD加速所需的电导率, 可以避免污染组分和高温种子的注入[10].
NASA在马歇尔空间飞行中心(MSFC)建造了MHD加速风洞, 并对磁流体加速器在未来宇宙航行大推力推进器中的应用进行了可行性研究[24].如图 5所示, 该试验装置采用1.5 MW叠片电弧加热, 流量130 g/s, 总压8.8 atm, 总温2 700 K; 电弧加热器后连接2 MW MHD加速器(热沉设计, 有效工作时间小于1 s), 通道长度96 cm, 出口尺寸3.6 cm ×3.6 cm, 65对电极, 磁场强度2 T, 电离种子为1% NaK, 基于MHD加速可以实现气流速度150%的增加.
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| 图 5 美国NASA MSFC试验设备示意图 Fig.5 MHD ground test facility in NASA MSFC |
NASA Ames研究中心基于激波管和Faraday型MHD加速通道开展了MHD加速的研究并应用于提高超燃冲压发动机的性能[25-26].如图 6所示, 该装置采用1%~3%K2CO3作为种子, 研究表明, 在磁场强度0.92 T时, 磁流体加速获得了最高40%的加速效果; 在磁场强度3 T时, 地面试验获得了120%的加速效果, 该研究工作的创新之处在于基于钾原子的光谱获得了气流温度, 基于浮动点位探针实现了对气流电导率的测量.
美国俄亥俄州立大学的Adamovich等开展了未加种子条件下的MHD加速研究[27], 采用化学非平衡电离的气体模型分析了MHD加速的可行性和加速效率.
日本长冈科学技术大学在MHD加速方面进行了长期有益的研究.以Harada等为代表的研究团队开展了MHD加速的理论数值分析, 并开展了MHD加速器的地面实验研究[28-33]. 图 7是利用激波管地面试验设备, 开展了MHD加速的地面试验研究[9] :MHD加速通道布置在激波管之后, 在加速通道壁面布置了35对铜电极, 地面试验验证了MHD加速效果, 同时研究表明, 电磁作用不仅加速了气流, 同时增加了下游压力, 产生负压.日本宇航研究中心开展了MHD通道内等离子体加速机制的理论分析, 基于理性准一维模型对MHD加速通道内磁流体Reynolds数、边界层厚度和电极布置等因素进行了分析[34].
2.2 国内研究现状
国内在超声速磁流体加速技术的研究以高校科研单位为主, 工作主要集中在数值模拟磁流体加速器的研究, 初步开展了磁流体加速在激波管的实验验证研究, 目前尚无大型磁流体加速风洞设备的研究计划, 制约了我国在高超声速地面试验模拟能力的发展.
空军工程大学的李应红等详细介绍了磁流体加速技术的发展以及在航天工程的应用[35-36], 该团队的张百灵、李益文等初步研制出基于激波风洞的超声速气流磁流体动力技术实验系统[37-38], 可以开展磁流体流动控制、磁流体发电和磁流体加速等基础实验研究(如图 8所示).该实验系统采用氦气驱动氩气的方式得到高温气体, 在低压段注入电离种子K2CO3, 实现高温条件下导电流体的产生, 该系统主要参数为:出口总温达到3 500 K以上, Ma=2的超声速气流的电导率可达40 S/m, 实验时间在9 ms左右.同时, 基于Ma=1.5的喷管和分段Faraday型试验段, 在喷管出口气流温度4 185 K, 磁感应强度1 T, 气流电导率78 S/m时, 出口气流速度增加了29.3%[37].该研究团队采用航空煤油和气氧燃烧, 产生最高温度可达3 256 K的高温燃气, 发展了一套高温磁流体动力技术实验系统[39]. 图 9为高温磁流体动力技术实验系统的实物图, 通过添加辅助电离种子K2CO3, 可以得到电导率为11.6 S/m的导电流体; 高温燃气经喷管的加速, 在出口得到Ma=1.5的超声速导电流体, 实验系统实现了15 s以上的稳定运行, 基于该系统可以进行长时间高温磁流体加速地面试验.基于该套试验装置该研究团队开展了不同磁感应强度下的磁流体加速实验研究, 如图 10所示, 随着磁感应强度的增加, 磁流体加速效率呈现下降的趋势.同时, 研究表明电导率对输入功率影响较大, 提高加速效果须同时提高气流的电导率和加速通道的电效率[40].
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| 图 9 高温磁流体动力技术实验系统 Fig.9 High temperature acceleration system |
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| 图 10 磁感应强度与加速率之间关系 Fig.10 Relationship between acceleration rate and magnetic induction intensity |
在此基础上, 空军工程大学还开展了超声速气流磁流体加速的初步实验研究[41], 如图 11所示.当喷管入口总压0.705 MPa、理论平衡温度8 373 K、喷管出口Ma=1.5时, 在电容充电400 V，磁感应强度0.5 T的条件下, 超声速气流的电导率约为150 S/m，电效率约为28%.采用电参数测试方法对磁流体加速效果进行评估, 速度增加了约15.7%, 研究还表明电导率对加速通道的电效率及加速效果等有很重要的影响.李益文等基于地面试验和MHD磁流体通道一维数值模拟, 研究了磁流体加速和减速条件下流动参数的变化, 数值模拟与试验结果吻合良好[42].
哈尔滨工业大学的李楠在MHD加速机理方面进行了有益的探索[43], 分析了不同负载匹配下MHD通道的工作特性, 对带背压、黏性真实条件下的二维流场特征进行了分析, 发现了MHD通道内流动的特殊性; 对加速所需的等离子体发生方案进行了实验研究, 展开了MHD加速系统中气体放电的机理实验.北京航空航天大学郑小梅开展了MHD加速的数值理论分析[44], 基于对分段Faraday型MHD加速通道的数值模拟, 结果显示, 在一定来流条件和电磁作用下, 气体速度增加18.1%.
3 关键技术突破对磁流体加速技术的加速效果已经进行了验证, 目前国外已经建成了磁流体加速风洞并应用于超高速飞行环境地面试验, 有很高的应用前景.但综合国内外在磁流体加速风洞试验中的实际工作, 仍然存在很多技术难点需要突破, 其中的关键是高温导电工质的电离和磁流体加速通道的结构设计.
磁流体加速技术实现加速的前提是获得高电导率的高温导电气流, 实际实验中如何保证高温气流的电导率维持在一个较高水准, 且保持气流中电导率的均匀性是一大难点.目前的磁流体加速风洞一般采用碱金属种子或采用外部高能电子束电离的方式提高电导率:碱金属种子一般是在电弧加热器下游混合室内注入, 与主气流进行混合, 碱金属的注入与当地的压力、温度、注入系统的设计等息息相关, 实际实验中碱金属注入的速率往往是不规律、不可控的, 引起导电气流电导率的剧烈波动; 采用外部高能电子电离, 涉及的主要问题是电子束的调整、流动稳定性和流场品质、电子束引入气流方式等.如何提高电子束注入效率同时减少能量注入引入的污染组分效应是地面试验中关注的重点.
磁流体加速通道的设计事关投入电功率转换为气流动能的效率.设计合理的磁流体通道型面, 减少通道内的气流扰动有利于提高磁流体加速的效果.目前磁流体加速风洞中加速通道部分一般采用Faraday直通式设计, 在加速通道内布置多对电极进行加速, 电极的设计和布置是决定最终加速效果的关键, 现有磁流体加速风洞一般采用30对到数百对不等的铜电极进行加速.此外磁流体通道的设计须考虑实际投入功率的大小, 通道与磁体之间项目匹配等因素进行合理设计.考虑磁流体加速风洞的长时间运行, 还须要考虑磁流体加速通道的传热问题, 设计专门的水冷通道, 保证磁流体加速通道的长时间稳定工作.
4 总结磁流体加速技术是目前航空航天工程的重要研究方向, 本文详细介绍了磁流体加速技术在地面风洞试验方面的应用-磁流体加速风洞.磁流体加速风洞利用电磁加速获得比长时间运行(秒量级)常规风洞更高的气流速度, 同时相比于瞬态激波风洞, 磁流体加速风洞可以获得更长的运行时间, 是目前开展航天器再入和高超声速飞行器超高速飞行环境地面试验模拟的重要突破方向.目前美国和俄罗斯的航空航天科研单位已经在MHD加速风洞方面进行了较详细、系统的研究, 从理论数值分析和地面试验验证方面进行了全面的探索.而目前国内关于MHD加速的研究还处于理论分析阶段, 关于MHD加速的地面试验验证还不系统, 目前尚缺乏大型的MHD加速地面试验设备, 开展MHD加速风洞的应用研究.面对国家在高超声速飞行器研制方面的重大需求, 有必要加强磁流体加速的基础研究和工程应用.
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