磁流體動力加速風洞技術發展分析

左光 齊玢 歐東斌

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磁流體動力加速風洞技術發展分析

左光1齊玢1歐東斌2

（1 中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094）（2 中國航天空氣動力技術研究院 電弧等離子應用裝備北京市重點實驗室，北京 100074）

針對高超聲速飛行器地面模擬試驗需求，傳統試驗方法難以實現真實氣體溫度、清潔空氣、大尺度、長時間、高馬赫數模擬能力，磁流體動力加速風洞提供了全新技術路線。文章歸納了國內外磁流體動力加速風洞研究發展現狀，介紹了磁流體動力加速風洞原理。文章對基于熱電離的磁流體動力加速風洞方案進行了論述，采用高頻等離子發生器為設備提供加熱源，從而避免電極燒損所引起的污染問題，控制氣體總溫不超過3 500K，使氣體離子化低于30%，通過兩級加速，達到出口馬赫數為15的模擬環境。文章進一步分析了磁流體動力加速風洞關鍵技術問題。超聲速氣流電離技術方面，核心問題在于超聲速氣流電離規律與機理以及電離種子注入、電子束電離等關鍵技術；磁流體動力加速通道設計方面，重點考慮氣流密度及磁感應強度等因素的綜合影響以及電極設計技術；高超聲速模擬測試方面，關鍵技術包括電磁屏蔽技術、微波干涉儀技術、平面激光誘導熒光技術、高分辨率高性能的光譜測試技術等。最后，提出了磁流體動力加速風洞技術發展建議。

磁流體動力 高超聲速 風洞 地面模擬試驗 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分支，傳統的載人飛船和返回式衛星均屬于這一類。新的天地往返系統的發展趨勢是水平起飛水平滑翔著陸，這也是未來天地往返領域激烈爭奪的戰場。空天一體的思路已經被業界所重視，在這個領域航天器和航空器必將融合，界限也越來越模糊，基于組合動力的高超聲速飛行器是近年來世界空天技術研究的前沿熱點。2004年，美國成功開展了高超聲速飛行器X-43A馬赫數為7和馬赫數為10的飛行演示驗證，實現了8s和10s超燃沖壓發動機推動下的高超聲速飛行器自由飛行；2013年，X-51實現了馬赫數為4.8~5.1、飛行時間240s的有動力飛行，標志著高超聲速飛行器研究取得重大進展[1-3]。近年來，國內也在該領域取得了長足的進步，隨著研究及工程化的深入，采用火箭基組合動力（Rocket Based Combined Cycle, RBCC）、渦輪基組合動力（Turbine Based Combined Cycle, TBCC）、空氣渦輪沖壓動力（Air Turbo Rocket, ATR）以及渦輪火箭沖壓組合動力（SABRE/Trijet）等發動機的高超聲速飛行器方案，有望克服單一動力飛行包線局限，以其寬空域和廣速度域具有較好的整體性能，特別是具備馬赫數為8以上長時間飛行能力，成為高超聲速飛行器的重要發展方向，在重復使用天地往返運輸等多領域具有廣闊的應用前景[4]。

進行天地往返飛行器氣動設計時，要依托仿真計算、地面試驗來精確確定飛行器所受的氣動載荷，在此基礎上提供數據輸入以完成飛行器的彈道設計、飛行控制設計、防熱結構設計等分系統設計。天地往返飛行器氣動分析若重點采用數值仿真技術，那么在很多空域及速域缺乏驗證與評估手段，具體表現在以下方面：1）數值仿真建模方面，網格拓撲及近壁面網格對氣動仿真結果存在較大影響；2）湍流模型方面，對現有湍流模型在精度上缺乏共同的認識，同時，模型經驗參數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值特性差異明顯，對氣動仿真結果影響明顯；4）限制器方面，不同限制器求解性能具有較大差異，且對氣動仿真結果具有顯著影響。風洞試驗能夠有效對氣動仿真計算方法及模型進行修正，對形成適用于全空域全速域的氣動仿真方案，提高氣動數值仿真精度，進而減小彈道、飛行控制、防熱結構等設計誤差具有重要意義。

上述分析表明，天地往返飛行器的發展離不開風洞試驗設備的支撐，但在空氣動力學地面試驗設備上百年的發展歷程中，建造用于發展先進天地往返飛行器所必須的、能夠模擬馬赫數為8以上飛行狀態的試驗設備還存在技術瓶頸。為了在地面試驗設備中開展吸氣式推進系統的飛行器一體化設計性能測試和耐久力考核試驗，模擬全尺度條件下高超聲速飛行環境——包括速度、溫度、壓力、空氣組分和試驗時間——是極其重要的。據資料顯示，即便美國等航天大國也缺乏真實氣體溫度、清潔空氣、大尺度、長時間、高馬赫數試驗能力。目前已經存在的儲能加熱潔凈空氣設備可模擬的氣流最高馬赫數約為7；燃燒加熱的污染空氣設備可模擬的氣流速最高馬赫數約為8；電弧加熱設備模擬的氣流最高馬赫數可以達到9~10，但試驗尺度較小，且電極熔化會對空氣造成污染；壓縮加熱（如脈沖激波風洞）可提供最高馬赫數約14~15的試驗條件，但試驗時間極短，為毫秒量級。1994年出版的NASA和美國國防部《國家設備研究報告》和1997年的美國國防部報告《航空試驗設備評估》中確認的研究內容揭示了吸氣式高超試驗能力與相對應的高超聲速飛行器飛行試驗需求之間存在著巨大的差距[5]。

對于發展馬赫數大于8的真實溫度的高超聲速風洞，至少存在以下數個主要技術瓶頸或障礙：1）來流空氣所需的足夠能量；2）正確的空氣化學成分；3）模擬吸氣發動機工作的長的工作時間；4）可承受長時間高溫高壓試驗氣體的設備材料與工藝技術。近些年來，為了解決以上難題，出現了兩種技術途徑嘗試進行技術突破，1）考慮通過集束能量向試驗氣體中注入熱能；2）對試驗氣體進行磁流體動力（Magneto Hydro Dynamics，MHD）加速，從而使氣流速度進一步增加，總壓進一步提高[6]。磁流體動力加速試驗設備因其獲得更高馬赫數試驗條件的同時避免在噴管喉道前極高的飛行總溫，減少喉道傳熱設計難度，降低氣體離解效應而受到國外研究人員的關注。各國針對該項技術開展了大量研究，從而研制能夠長時間穩定工作的高焓高超聲速風洞，同時這也成為超聲速氣流磁流體加速技術在工程領域的最早應用。

1 磁流體動力加速風洞發展現狀

1.1 國外發展現狀

國外磁流體動力加速風洞領域的研究開展較早且相關研究機構較多，具有代表性的研究單位包括美國航空航天局蘭利研究中心（NASA LRC）、美國空軍阿諾德工程發展中心（USAF AEDC）、美國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力研究所（TsAGI）等。

（1）NASA LRC磁流體動力加速器

NASA LRC是磁流體加速的先驅并在20世紀60年代維持了超過十年的相關研究工作。他們的雙重目標是開發用于行星再入的高超聲速風洞并將研究結果應用于空間推進。采用的工作介質是氮氣（N2），并添加銫（Cs）作為電離種子。NASA LRC設計了三種磁流體動力加速器，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，根據設計方案，可以模擬飛行器在53km高度下達到13km/s的出口速度，但由于設備限制，最終利用30~36對電極，達到9.6km/s的出口速度。

（2）USAF AEDC磁流體動力加速風洞原理驗證

USAF AEDC制定了兩個磁流體動力加速風洞原理驗證計劃，即“低密度驗證計劃”（Low Density Focus Program，LORHO）和“高密度驗證計劃”（High Density Focus Program，HIRHO）[7-8]。LORHO基于1.2MW電弧加熱器，磁場強度2T，利用117對電極，出口速度達到3.9km/s。該計劃同時設計制造了20MW火箭發動機驅動引導設備，但未進行試驗。HIRHO基于激波風洞，磁場強度7.5T，利用46cm長的分段法拉第通道及11對電極，添加鉀作為電離種子，速度較磁流體加速前增加75%，但由于對于高超聲速飛行模擬的需求下降而終止。

（3）USAF AEDC輻射驅動/磁流體動力混合加速方案

磁流體動力加速要求試驗氣體具備導電性，高溫低壓氣體中加入堿金屬種子可以提高電導率，但僅在氣流靜溫大于2 500K時有效。然而，氣流靜溫大于2 500K時，將產生較高的熵值，同時因高溫化學反應而產生氣體雜質（如NO等），從而導致模擬條件與真實飛行條件的差異。另外，加入的堿金屬也會對飛行器試驗帶來未知干擾效應。因此，USAF AEDC提出了一種馬赫數為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能，通過噴管的膨脹使清潔空氣馬赫數達到12；進一步，利用第二個連續操作的電子束或電弧以達到磁流體動力加速所需的電導率，從而通過磁流體動力加速使空氣馬赫數達到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 輻射驅動/磁流體動力混合加速風洞概念

（4）NASA MSFC磁流體動力加速風洞

NASA MSFC建造了磁流體動力加速風洞，并對磁流體加速器在未來大推力推進器中的應用進行了可行性研究[10]，如圖2所示。該風洞采用1.5MW疊片電弧加熱，流量130g/s，總壓8.9×105Pa，總溫2 700K；采用2MW磁流體動力加速器，通道長度96cm，出口尺寸3.6cm×3.6cm，電極65對，磁場強度2T，電離種子為質量分數1%的鈉鉀合金（NaK），具備速度增加150%的潛力，加速器出口馬赫數為3.52，最高速度3 550m/s，出口靜壓2.8×104Pa，出口靜溫3 000K，運行時間小于1s，并可通過第二噴管繼續膨脹加速，出口速度取決于試驗段背壓。該風洞可采用引射氮氣形成小于5×103Pa的背壓條件。

圖2 NASA MSFC磁流體動力加速風洞試驗設備示意

（5）俄羅斯TsAGI磁流體動力加速風洞

俄羅斯針對磁流體動力加速風洞的研究始于前蘇聯時期，研制了大型同軸電弧加熱型磁流體動力風洞[11]，結構示意如圖3所示。該設備輸入功率1MW，可以把空氣加熱到3 700K；電離種子采用質量分數1%的鈉鉀合金（NaK），通過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對相互獨立的電極，長0.5m，擴張角1°，磁感應強度達2.5T；通道后還連接有第二噴管，使氣流進一步加速，加速通道出口速度6.5km/s，第二噴管出口速度8.0km/s。該磁流體動力系統采用熱沉設計，運行時間不大于1s，可滿足空氣動力測量參數要求。

研究表明，第二噴管內的非平衡效應較明顯，但可采用依賴于加速器出口組分濃度的凍結流模型進行較好的預估，且種子的存在使得氮氣分子自由振動能趨于減少，從而導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-初級超音速噴管；5-磁流體加速器；6-二級噴管；7-試驗段。

（6）國外幾種風洞的主要參數

國外主要磁流體動力加速風洞主要參數如表1所示。

表1 磁流體動力加速風洞主要參數

Tab.1 Main parameters of MHD acceleration wind tunnel

1.2 國內磁流體動力加速風洞發展現狀

國內針對磁流體動力加速風洞研究開展較晚，研究內容則主要集中于磁流體加速器的仿真分析及實驗驗證等方面。

文獻[12]進行了磁流體動力加速器通道的性能仿真研究，分段法拉第型加速通道長1m，入口面積0.2m2，來流馬赫數為2，總溫3 000K，總壓1×106Pa，假設電離度均勻且電導率為20S/m，當磁感應強度為6T，在電磁力作用下流體的速度增加18.1%，馬赫數增加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，不會導致熵增。

文獻[13]初步研制出基于激波風洞的超聲速氣流磁流體動力技術實驗系統，設計了馬赫數為2的超聲速噴管及實驗段，采用氦氣驅動氬氣，在平衡接觸面運行方式下得到高溫氣體，通過在低壓段注入電離種子K2CO3粉末，實現高溫條件下導電流體的產生。得到了以下結論：通過合理設計激波管高低壓段長度，實驗時間為9ms左右，出口總溫達到3 500K以上，馬赫數為2的超聲速氣流的電導率則可達40S/m。在此基礎上，文獻[13]還開展了超聲速氣流磁流體加速的初步實驗研究，當噴管入口總壓0.704 9MPa、理論平衡溫度8 372.8K、噴管出口馬赫數為1.5時，在電容充電400V、磁感應強度0.5T的條件下，超聲速氣流的電導率約為150S/m、電效率約為28%，采用電參數測試方法對磁流體加速效果進行評估，速度增加約15.7%；研究還表明電導率對加速通道的電效率及加速效果等有很重要的影響。

從研究進展來看，國內磁流體動力加速風洞尚處于關鍵技術研究階段，在磁流體動力加速器原理驗證及性能評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，與實際工程應用尚有較大差距。

2 磁流體動力加速風洞原理

磁流體動力加速風洞的基本原理是采用電弧或感應耦合方式加熱，通過氣動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行電磁力學加速，在不改變混合室總壓的條件下，進一步提高超聲速氣流的速度和總焓，從而獲得所需的試驗氣流。

20世紀50年代，在國際航空會議上提出了磁控氣動力學的概念[14]。在此基礎上，各國針對超聲速氣流磁流體加速技術開展了大量研究，并首先在研制高焓高超聲速風洞中開展了應用[15-16]。

磁流體動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；為磁感應強度；為電場強度；為速度，在外加電場和磁場的耦合作用下，注入導電流體的電能轉化為動能而使氣流速度增加。一般認為磁流體主要受到洛倫茲效應（力效應）和焦耳效應（熱效應）兩種效應的綜合影響。洛倫茲效應表現為超聲速導電氣流在電場作用下與外界形成回路，并在磁場作用下受洛倫茲力而加速；焦耳效應則主要表現為能量釋放的消極影響，即由于焦耳熱產生的逆壓梯度而給氣流帶來阻滯作用。理論研究表明，當磁感應強度為2T時，焦耳熱僅能使氣體靜溫升高6K；實驗研究也發現，由于焦耳耗散大部分能量被用來激發氣體振動能，焦耳加熱造成的影響可以忽略。

圖4 磁流體動力加速原理

研究磁流體動力加速風洞時主要應考慮加速通道結構形式及采用的電離方式等方面。

磁流體加速通道的常見結構形式主要有線性霍爾型、分段法拉第型、連續斜聯型及導體斜壁型[17]，如圖5所示，為斜角，w為壁面斜角。一般來說，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，連續斜聯型及導體斜壁型加速通道具備與分段法拉第型加速器相同的優勢，同時降低了系統復雜性，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構形式

磁流體電離方式則主要包括熱電離及外部電離兩類。當氣體溫度較高（高于2 500K）時，采用熱電離方式，在氣體中加入堿金屬（堿金屬鹽）物質作為電離種子，利用堿金屬電離電位較低的特點, 在相對較低的溫度下獲得部分電離氣體；當氣體溫度較低（低于2 500K）時，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備實現；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 磁流體動力加速風洞方案

為滿足先進天地往返飛行器地面試驗高馬赫、潔凈空氣、正確化學成分、長時間運行的要求，本文提出一種基于熱電離的磁流體動力加速風洞方案。通過加熱設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，再通過一次噴管將氣流速度提升至=1.5，隨后通過磁流體動力加速通道進行加速，磁場強度>5T，使得出口氣流速度達到=3.5，并利用二次噴管進一步膨脹加速，在不小于0.04m2（200mm×200mm）的噴管出口范圍內，最高達到出口=15的模擬環境?？傮w方案示意如圖6所示。

圖6 磁流體動力加速風洞總體方案示意

（1）氣體電離方式

采用高頻等離子發生器為設備提供加熱源。高頻等離子體發生器中的工作氣體因擊穿而導電，并在交變磁場作用下形成電流，產生焦耳熱。條件適當時，放電將能維持下去并不斷使送入發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生器沒有電極燒損所引起的污染問題，提升了等離子體潔凈度。加入電離種子提高氣體電導率，同時，為實現正確空氣化學成分的模擬，應盡量降低氣體離子化程度。根據氣動熱力學原理，高溫空氣平衡成分隨溫度的變化有以下的趨勢：隨著壓力的升高，離解反應要推遲到較高的溫度才發生。相反，如果壓力減小，則離解反應在較低溫度下就會發生。當氣體總壓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，由于加速通道長時間運行過程中將產生大量熱量，采用水冷循環對通道進行主動冷卻。

（3）氣流參數測試方案

由于磁流體動力加速風洞內部工作條件惡劣，傳統接觸式測試分析手段難以應用。因此，采用可調諧二極管激光吸收光譜技術（Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy，TDLAS），將適當頻率的激光經準直后射入試驗段的氣流中，并測定透射光譜線，利用譜線的線型信息隨溫度變化特性實現溫度測量，利用吸收率的絕對強度獲取氣體濃度信息。

4 磁流體動力加速風洞關鍵技術問題

磁流體動力加速風洞與傳統高超聲速風洞相比，其優勢在于獲得更高試驗氣流馬赫數的同時避免噴管喉道前總溫過高，從而避免喉道高溫破壞及試驗氣流污染。同時，磁流體動力加速風洞系統復雜，超聲速氣流磁流體加速試驗存在大量技術難題，相關試驗主要由美俄等少數航空航天大國完成。超聲速氣流磁流體加速試驗關鍵技術問題主要包括超聲速氣流電離技術、磁流體動力加速通道設計、高超聲速模擬測試技術等方面。

4.1 超聲速氣流電離技術

應用于超聲速流動的磁流體加速技術，其核心技術是超聲速氣流電離。難點問題在于如何使氣流具有并保持較好的電導率水平及分布。氣流的電導率與氣體種類、氣動參數、通道尺寸等因素都有關。一般來說，實現氣體電離時所需的能量會隨著通道體積的增大而增加，需要根據實際條件設計合理的磁流體通道尺寸。同時，對于熱電離而言，氣體電導率隨溫度（降低）或壓力（增加）都存在近似的指數衰減關系，需要綜合選取氣動條件。針對綜合因素條件下超聲速氣流電離規律及機理仍需深入研究。

此外，針對不同電離方式在磁流體加速風洞的工程應用，還需開展相關關鍵技術研究。

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

對于外部電離而言，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用研究中，也還存在諸如真空加速、透射窗力熱強度設計、電子束散射特性等一系列的技術問題需要解決。

4.2 磁流體動力加速通道設計

磁流體動力加速風洞設計首先需要確定磁流體動力加速通道的結構形式。文獻顯示，國外多采用分段法拉第結構形式，這是由工作溫度和壓力決定的。磁流體加速試驗時一般需要提高磁感應強度以增強流場的電磁效應，可以選用合適的電磁體設備。但對于法拉第型通道而言，當流場密度較低時，磁感應強度的增大使得帶電粒子的回旋頻率增大，霍爾系數放大，通道內會產生高度非均勻的磁流體流動，從而影響磁流體加速的性能。因此，分段法拉第通道的設計應綜合考慮氣流密度及磁感應強度等因素。

同時，磁流體加速通道中的電極設計也是試驗中的關鍵技術，其設計方案還需與具體的電離方式相適應。例如，為了減小通道中的氣流擾動，磁流體動力電極的型面應設計成流線型；對于熱電離方式而言，需要應考慮長時間運行的結構強度及高溫冷卻等問題。

4.3 高超聲速模擬測試技術

由于熱電離設備（電弧加熱器或高頻感應加熱器）和磁流體動力電極上均有外加電場和磁場，往往發生瞬間放電的現象。在強磁場的作用下，易產生強電磁干擾，從而影響各參數的測量。往常工程中曾出現未經屏蔽的高頻感應加熱條件下的壓力傳感器損壞的情況。因此，磁流體動力加速風洞中參數測試時應采用電磁屏蔽技術，避免強電磁環境對測試傳感器的干擾。

等離子體測試的重要參數包括加速通道中的電導率和速度、噴管出口速度和氣體組分濃度等，后續應針對一系列測試技術開展研究：1）研究適用于加速通道中電導率測量的微波干涉儀技術；2）研究適用于氣流溫度和速度測量的平面激光誘導熒光技術；3）研究適用于高溫氣流組分、濃度和溫度等參數測量的高分辨率、高性能的光譜測試技術。

5 磁流體動力加速風洞發展建議

結合國內外發展現狀，在后續研究中，須著重考慮以下幾個方面。

（1）提前開展磁流體動力加速風洞研制規劃

依托各類高超聲速飛行器研制任務，我國在等離子加熱設備及試驗技術上具備了一定的研究基礎，形成了電弧加熱設備、高頻感應加熱設備等應用能力。為進一步滿足真實氣體溫度、清潔空氣、大尺度、長時間、高馬赫數地面模擬試驗需求，我國應提前在相關領域開展研究規劃。針對磁流體動力加速通道設計、超聲速氣流電離技術及高超聲速模擬測試技術三大關鍵技術問題，重點突破復雜電源系統技術、加熱通道主動冷卻技術、熱電離技術、高分辨率高性能的光譜測試技術，為磁流體動力加速風洞研制奠定技術基礎。

（2）注重磁流體動力學原理研究

磁流體動力學原理研究是開展磁流體動力加速風洞研制的基礎。磁流體加速涉及電場、磁場及流場之間的復雜耦合關系，物理過程復雜。特別是超聲速氣流電離、磁流體動力加速通道設計等問題都依賴于磁流體動力學原理研究基礎。目前國內外針對該問題的研究尚不深入，其內在機理尚不完全清晰，使得工程研制的理論依據不足。因此，磁流體動力學原理研究是后續面臨的一個重要方向。一方面，發展磁流體動力學多場耦合數值仿真模型，描述磁流體流動的演化過程及其機理；另一方面，利用電弧加熱設備或高頻感應加熱設備提供高溫實驗氣體，建立磁流體動力實驗系統，研究不同的通道結構、工作介質及電離方式下的流動特性，為磁流體動力加速風洞的研制提供理論基礎。

（3）拓展磁流體動力技術多領域應用

隨著磁流體動力技術成熟度的提高，除應用于磁流體動力加速風洞外，該技術逐漸在沖壓發動機推進、高超聲速流動控制以及機載設備供電等方面表現出廣闊的應用前景。沖壓發動機推進方面，采用磁流體能量旁路的磁流體沖壓組合發動機，可獲得更高的飛行馬赫數，提高發動機性能；高超聲速流動控制方面，利用磁流體動力對高超聲速飛行器進氣道流動進行調控，可改善進氣道內流場品質，拓寬發動機工作范圍；機載設備供電方面，利用燃燒室后的高溫燃氣進行磁流體發電，為長時間大功率機載設備供電提供新的技術途徑。因此，通過開展磁流體動力加速風洞的理論研究及工程化，突破關鍵技術，拓展磁流體動力技術在上述領域應用，牽引相關學科發展，推動顛覆性創新，具有重要意義。

6 結束語

磁流體動力加速風洞是拓展高超聲速地面模擬試驗能力的全新技術路線，是解決真實氣體溫度、清潔空氣、大尺度、長時間、高馬赫數地面模擬試驗難題的重要手段。國外相關機構在該領域開展了大量研究工作，完成了相關原理驗證及方案設計，并開展了很多工程研制工作。本文結合國內外發展現狀，提出了基于熱電離的磁流體動力加速風洞方案，分析了超聲速氣流電離技術、磁流體動力加速通道設計、高超聲速模擬測試技術等磁流體動力加速風洞關鍵技術問題，并闡述了開展磁流體動力加速風洞技術路徑規劃，注重磁流體動力學原理研究，拓展磁流體動力加速技術多領域應用的發展建議。

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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，畢業于天津大學及莫斯科航空學院，碩士，研究員，中國航天科技集團學術技術帶頭人。研究方向為天地往返飛行器氣動設計及不同升阻比飛行器EDL技術。E-mail：lunar_cast@126.com。

齊玢，男，1986年生，畢業于北京航空航天大學航空科學與工程學院，博士，工程師。研究方向為航天器總體設計。E-mail：qionline@163.com。

2018-08-25

（編輯：劉穎）