磁流体动力加速风洞技术发展分析

左光 齐玢 欧东斌



磁流体动力加速风洞技术发展分析

左光1齐玢1欧东斌2

（1 中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094）（2 中国航天空气动力技术研究院 电弧等离子应用装备北京市重点实验室，北京 100074）

针对高超声速飞行器地面模拟试验需求，传统试验方法难以实现真实气体温度、清洁空气、大尺度、长时间、高马赫数模拟能力，磁流体动力加速风洞提供了全新技术路线。文章归纳了国内外磁流体动力加速风洞研究发展现状，介绍了磁流体动力加速风洞原理。文章对基于热电离的磁流体动力加速风洞方案进行了论述，采用高频等离子发生器为设备提供加热源，从而避免电极烧损所引起的污染问题，控制气体总温不超过3 500K，使气体离子化低于30%，通过两级加速，达到出口马赫数为15的模拟环境。文章进一步分析了磁流体动力加速风洞关键技术问题。超声速气流电离技术方面，核心问题在于超声速气流电离规律与机理以及电离种子注入、电子束电离等关键技术；磁流体动力加速通道设计方面，重点考虑气流密度及磁感应强度等因素的综合影响以及电极设计技术；高超声速模拟测试方面，关键技术包括电磁屏蔽技术、微波干涉仪技术、平面激光诱导荧光技术、高分辨率高性能的光谱测试技术等。最后，提出了磁流体动力加速风洞技术发展建议。

磁流体动力 高超声速 风洞 地面模拟试验 天地往返飞行器

0 引言

天地往返飞行器是航天器重要的一个分支，传统的载人飞船和返回式卫星均属于这一类。新的天地往返系统的发展趋势是水平起飞水平滑翔着陆，这也是未来天地往返领域激烈争夺的战场。空天一体的思路已经被业界所重视，在这个领域航天器和航空器必将融合，界限也越来越模糊，基于组合动力的高超声速飞行器是近年来世界空天技术研究的前沿热点。2004年，美国成功开展了高超声速飞行器X-43A马赫数为7和马赫数为10的飞行演示验证，实现了8s和10s超燃冲压发动机推动下的高超声速飞行器自由飞行；2013年，X-51实现了马赫数为4.8~5.1、飞行时间240s的有动力飞行，标志着高超声速飞行器研究取得重大进展[1-3]。近年来，国内也在该领域取得了长足的进步，随着研究及工程化的深入，采用火箭基组合动力（Rocket Based Combined Cycle, RBCC）、涡轮基组合动力（Turbine Based Combined Cycle, TBCC）、空气涡轮冲压动力（Air Turbo Rocket, ATR）以及涡轮火箭冲压组合动力（SABRE/Trijet）等发动机的高超声速飞行器方案，有望克服单一动力飞行包线局限，以其宽空域和广速度域具有较好的整体性能，特别是具备马赫数为8以上长时间飞行能力，成为高超声速飞行器的重要发展方向，在重复使用天地往返运输等多领域具有广阔的应用前景[4]。

进行天地往返飞行器气动设计时，要依托仿真计算、地面试验来精确确定飞行器所受的气动载荷，在此基础上提供数据输入以完成飞行器的弹道设计、飞行控制设计、防热结构设计等分系统设计。天地往返飞行器气动分析若重点采用数值仿真技术，那么在很多空域及速域缺乏验证与评估手段，具体表现在以下方面：1）数值仿真建模方面，网格拓扑及近壁面网格对气动仿真结果存在较大影响；2）湍流模型方面，对现有湍流模型在精度上缺乏共同的认识，同时，模型经验参数修正也是面临的难题；3）空间离散格式方面，不同空间离散格式数值特性差异明显，对气动仿真结果影响明显；4）限制器方面，不同限制器求解性能具有较大差异，且对气动仿真结果具有显著影响。风洞试验能够有效对气动仿真计算方法及模型进行修正，对形成适用于全空域全速域的气动仿真方案，提高气动数值仿真精度，进而减小弹道、飞行控制、防热结构等设计误差具有重要意义。

上述分析表明，天地往返飞行器的发展离不开风洞试验设备的支撑，但在空气动力学地面试验设备上百年的发展历程中，建造用于发展先进天地往返飞行器所必须的、能够模拟马赫数为8以上飞行状态的试验设备还存在技术瓶颈。为了在地面试验设备中开展吸气式推进系统的飞行器一体化设计性能测试和耐久力考核试验，模拟全尺度条件下高超声速飞行环境——包括速度、温度、压力、空气组分和试验时间——是极其重要的。据资料显示，即便美国等航天大国也缺乏真实气体温度、清洁空气、大尺度、长时间、高马赫数试验能力。目前已经存在的储能加热洁净空气设备可模拟的气流最高马赫数约为7；燃烧加热的污染空气设备可模拟的气流速最高马赫数约为8；电弧加热设备模拟的气流最高马赫数可以达到9~10，但试验尺度较小，且电极熔化会对空气造成污染；压缩加热（如脉冲激波风洞）可提供最高马赫数约14~15的试验条件，但试验时间极短，为毫秒量级。1994年出版的NASA和美国国防部《国家设备研究报告》和1997年的美国国防部报告《航空试验设备评估》中确认的研究内容揭示了吸气式高超试验能力与相对应的高超声速飞行器飞行试验需求之间存在着巨大的差距[5]。

对于发展马赫数大于8的真实温度的高超声速风洞，至少存在以下数个主要技术瓶颈或障碍：1）来流空气所需的足够能量；2）正确的空气化学成分；3）模拟吸气发动机工作的长的工作时间；4）可承受长时间高温高压试验气体的设备材料与工艺技术。近些年来，为了解决以上难题，出现了两种技术途径尝试进行技术突破，1）考虑通过集束能量向试验气体中注入热能；2）对试验气体进行磁流体动力（Magneto Hydro Dynamics，MHD）加速，从而使气流速度进一步增加，总压进一步提高[6]。磁流体动力加速试验设备因其获得更高马赫数试验条件的同时避免在喷管喉道前极高的飞行总温，减少喉道传热设计难度，降低气体离解效应而受到国外研究人员的关注。各国针对该项技术开展了大量研究，从而研制能够长时间稳定工作的高焓高超声速风洞，同时这也成为超声速气流磁流体加速技术在工程领域的最早应用。

1 磁流体动力加速风洞发展现状

1.1 国外发展现状

国外磁流体动力加速风洞领域的研究开展较早且相关研究机构较多，具有代表性的研究单位包括美国航空航天局兰利研究中心（NASA LRC）、美国空军阿诺德工程发展中心（USAF AEDC）、美国航空航天局马歇尔空间飞行中心（NASA MSFC）以及俄罗斯中央空气动力研究所（TsAGI）等。

（1）NASA LRC磁流体动力加速器

NASA LRC是磁流体加速的先驱并在20世纪60年代维持了超过十年的相关研究工作。他们的双重目标是开发用于行星再入的高超声速风洞并将研究结果应用于空间推进。采用的工作介质是氮气（N2），并添加铯（Cs）作为电离种子。NASA LRC设计了三种磁流体动力加速器，第一种加速器出口为1cm×1cm、第二种加速器出口为2.54cm×2.54cm、第三种加速器出口为6.35cm×6.35cm，根据设计方案，可以模拟飞行器在53km高度下达到13km/s的出口速度，但由于设备限制，最终利用30~36对电极，达到9.6km/s的出口速度。

（2）USAF AEDC磁流体动力加速风洞原理验证

USAF AEDC制定了两个磁流体动力加速风洞原理验证计划，即“低密度验证计划”（Low Density Focus Program，LORHO）和“高密度验证计划”（High Density Focus Program，HIRHO）[7-8]。LORHO基于1.2MW电弧加热器，磁场强度2T，利用117对电极，出口速度达到3.9km/s。该计划同时设计制造了20MW火箭发动机驱动引导设备，但未进行试验。HIRHO基于激波风洞，磁场强度7.5T，利用46cm长的分段法拉第通道及11对电极，添加钾作为电离种子，速度较磁流体加速前增加75%，但由于对于高超声速飞行模拟的需求下降而终止。

（3）USAF AEDC辐射驱动/磁流体动力混合加速方案

磁流体动力加速要求试验气体具备导电性，高温低压气体中加入碱金属种子可以提高电导率，但仅在气流静温大于2 500K时有效。然而，气流静温大于2 500K时，将产生较高的熵值，同时因高温化学反应而产生气体杂质（如NO等），从而导致模拟条件与真实飞行条件的差异。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，USAF AEDC提出了一种马赫数为8~15模拟能力的混合加速方案[9]。该方案首先利用电子束辐射增加的超声速气流内能，通过喷管的膨胀使清洁空气马赫数达到12；进一步，利用第二个连续操作的电子束或电弧以达到磁流体动力加速所需的电导率，从而通过磁流体动力加速使空气马赫数达到15。该混合方法可以避免电离污染及高温种子的注入。其概念如图1所示。

图1 辐射驱动/磁流体动力混合加速风洞概念

（4）NASA MSFC磁流体动力加速风洞

NASA MSFC建造了磁流体动力加速风洞，并对磁流体加速器在未来大推力推进器中的应用进行了可行性研究[10]，如图2所示。该风洞采用1.5MW叠片电弧加热，流量130g/s，总压8.9×105Pa，总温2 700K；采用2MW磁流体动力加速器，通道长度96cm，出口尺寸3.6cm×3.6cm，电极65对，磁场强度2T，电离种子为质量分数1%的钠钾合金（NaK），具备速度增加150%的潜力，加速器出口马赫数为3.52，最高速度3 550m/s，出口静压2.8×104Pa，出口静温3 000K，运行时间小于1s，并可通过第二喷管继续膨胀加速，出口速度取决于试验段背压。该风洞可采用引射氮气形成小于5×103Pa的背压条件。

图2 NASA MSFC磁流体动力加速风洞试验设备示意

（5）俄罗斯TsAGI磁流体动力加速风洞

俄罗斯针对磁流体动力加速风洞的研究始于前苏联时期，研制了大型同轴电弧加热型磁流体动力风洞[11]，结构示意如图3所示。该设备输入功率1MW，可以把空气加热到3 700K；电离种子采用质量分数1%的钠钾合金（NaK），通过位于第一喷管喉道前部的混合室注入；加速通道中布置有80对相互独立的电极，长0.5m，扩张角1°，磁感应强度达2.5T；通道后还连接有第二喷管，使气流进一步加速，加速通道出口速度6.5km/s，第二喷管出口速度8.0km/s。该磁流体动力系统采用热沉设计，运行时间不大于1s，可满足空气动力测量参数要求。

研究表明，第二喷管内的非平衡效应较明显，但可采用依赖于加速器出口组分浓度的冻结流模型进行较好的预估，且种子的存在使得氮气分子自由振动能趋于减少，从而导致喷管出口速度的增加和静温的升高。

1-电弧加热器；2-混合室；3-种子注入；4-初级超音速喷管；5-磁流体加速器；6-二级喷管；7-试验段。

（6）国外几种风洞的主要参数

国外主要磁流体动力加速风洞主要参数如表1所示。

表1 磁流体动力加速风洞主要参数

Tab.1 Main parameters of MHD acceleration wind tunnel

1.2 国内磁流体动力加速风洞发展现状

国内针对磁流体动力加速风洞研究开展较晚，研究内容则主要集中于磁流体加速器的仿真分析及实验验证等方面。

文献[12]进行了磁流体动力加速器通道的性能仿真研究，分段法拉第型加速通道长1m，入口面积0.2m2，来流马赫数为2，总温3 000K，总压1×106Pa，假设电离度均匀且电导率为20S/m，当磁感应强度为6T，在电磁力作用下流体的速度增加18.1%，马赫数增加31.9%，总温增加31.0%，总压增加32.7%。与普通的加热方式相比，由磁流体动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，不会导致熵增。

文献[13]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，设计了马赫数为2的超声速喷管及实验段，采用氦气驱动氩气，在平衡接触面运行方式下得到高温气体，通过在低压段注入电离种子K2CO3粉末，实现高温条件下导电流体的产生。得到了以下结论：通过合理设计激波管高低压段长度，实验时间为9ms左右，出口总温达到3 500K以上，马赫数为2的超声速气流的电导率则可达40S/m。在此基础上，文献[13]还开展了超声速气流磁流体加速的初步实验研究，当喷管入口总压0.704 9MPa、理论平衡温度8 372.8K、喷管出口马赫数为1.5时，在电容充电400V、磁感应强度0.5T的条件下，超声速气流的电导率约为150S/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。

从研究进展来看，国内磁流体动力加速风洞尚处于关键技术研究阶段，在磁流体动力加速器原理验证及性能评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，与实际工程应用尚有较大差距。

2 磁流体动力加速风洞原理

磁流体动力加速风洞的基本原理是采用电弧或感应耦合方式加热，通过气动喷管加速混合室生成高温高压等离子体，然后利用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，进一步提高超声速气流的速度和总焓，从而获得所需的试验气流。

20世纪50年代，在国际航空会议上提出了磁控气动力学的概念[14]。在此基础上，各国针对超声速气流磁流体加速技术开展了大量研究，并首先在研制高焓高超声速风洞中开展了应用[15-16]。

磁流体动力加速是一种电磁加速方式，其基本原理如图4所示。图中为电流密度；为磁感应强度；为电场强度；为速度，在外加电场和磁场的耦合作用下，注入导电流体的电能转化为动能而使气流速度增加。一般认为磁流体主要受到洛伦兹效应（力效应）和焦耳效应（热效应）两种效应的综合影响。洛伦兹效应表现为超声速导电气流在电场作用下与外界形成回路，并在磁场作用下受洛伦兹力而加速；焦耳效应则主要表现为能量释放的消极影响，即由于焦耳热产生的逆压梯度而给气流带来阻滞作用。理论研究表明，当磁感应强度为2T时，焦耳热仅能使气体静温升高6K；实验研究也发现，由于焦耳耗散大部分能量被用来激发气体振动能，焦耳加热造成的影响可以忽略。

图4 磁流体动力加速原理

研究磁流体动力加速风洞时主要应考虑加速通道结构形式及采用的电离方式等方面。

磁流体加速通道的常见结构形式主要有线性霍尔型、分段法拉第型、连续斜联型及导体斜壁型[17]，如图5所示，为斜角，w为壁面斜角。一般来说，霍尔型加速通道更适合于低密度的气体，而分段法拉第型加速通道则更适合于高密度的气体，连续斜联型及导体斜壁型加速通道具备与分段法拉第型加速器相同的优势，同时降低了系统复杂性，但其性能一般低于分段法拉第型通道。

图5 磁流体加速通道的主要结构形式

磁流体电离方式则主要包括热电离及外部电离两类。当气体温度较高（高于2 500K）时，采用热电离方式，在气体中加入碱金属（碱金属盐）物质作为电离种子，利用碱金属电离电位较低的特点, 在相对较低的温度下获得部分电离气体；当气体温度较低（低于2 500K）时，采用外部电离方式，其电离需要外界能量的注入。热电离方式大多基于激波管设备实现；外部电离方式则包括电子束电离、纳秒脉冲放电、微波放电等多种形式。

3 磁流体动力加速风洞方案

为满足先进天地往返飞行器地面试验高马赫、洁净空气、正确化学成分、长时间运行的要求，本文提出一种基于热电离的磁流体动力加速风洞方案。通过加热设备将空气加热至总温0=3 000~3 500K，并在混合室加入0.1%~1%碱金属铯Cs，再通过一次喷管将气流速度提升至=1.5，随后通过磁流体动力加速通道进行加速，磁场强度>5T，使得出口气流速度达到=3.5，并利用二次喷管进一步膨胀加速，在不小于0.04m2（200mm×200mm）的喷管出口范围内，最高达到出口=15的模拟环境。总体方案示意如图6所示。

图6 磁流体动力加速风洞总体方案示意

（1）气体电离方式

采用高频等离子发生器为设备提供加热源。高频等离子体发生器中的工作气体因击穿而导电，并在交变磁场作用下形成电流，产生焦耳热。条件适当时，放电将能维持下去并不断使送入发生器的冷工作气体加热形成等离子体流。由于这种等离子体发生器没有电极烧损所引起的污染问题，提升了等离子体洁净度。加入电离种子提高气体电导率，同时，为实现正确空气化学成分的模拟，应尽量降低气体离子化程度。根据气动热力学原理，高温空气平衡成分随温度的变化有以下的趋势：随着压力的升高，离解反应要推迟到较高的温度才发生。相反，如果压力减小，则离解反应在较低温度下就会发生。当气体总压0<1×106Pa，控制气体总温0=3 000~3 500K，可使气体离子化低于30%。

（2）磁流体动力加速通道形式

为满足高密度气流加速需求，采用分段法拉第型加速通道。同时，由于加速通道长时间运行过程中将产生大量热量，采用水冷循环对通道进行主动冷却。

（3）气流参数测试方案

由于磁流体动力加速风洞内部工作条件恶劣，传统接触式测试分析手段难以应用。因此，采用可调谐二极管激光吸收光谱技术（Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy，TDLAS），将适当频率的激光经准直后射入试验段的气流中，并测定透射光谱线，利用谱线的线型信息随温度变化特性实现温度测量，利用吸收率的绝对强度获取气体浓度信息。

4 磁流体动力加速风洞关键技术问题

磁流体动力加速风洞与传统高超声速风洞相比，其优势在于获得更高试验气流马赫数的同时避免喷管喉道前总温过高，从而避免喉道高温破坏及试验气流污染。同时，磁流体动力加速风洞系统复杂，超声速气流磁流体加速试验存在大量技术难题，相关试验主要由美俄等少数航空航天大国完成。超声速气流磁流体加速试验关键技术问题主要包括超声速气流电离技术、磁流体动力加速通道设计、高超声速模拟测试技术等方面。

4.1 超声速气流电离技术

应用于超声速流动的磁流体加速技术，其核心技术是超声速气流电离。难点问题在于如何使气流具有并保持较好的电导率水平及分布。气流的电导率与气体种类、气动参数、通道尺寸等因素都有关。一般来说，实现气体电离时所需的能量会随着通道体积的增大而增加，需要根据实际条件设计合理的磁流体通道尺寸。同时，对于热电离而言，气体电导率随温度（降低）或压力（增加）都存在近似的指数衰减关系，需要综合选取气动条件。针对综合因素条件下超声速气流电离规律及机理仍需深入研究。

此外，针对不同电离方式在磁流体加速风洞的工程应用，还需开展相关关键技术研究。

对于热电离方式，需重点发展超声速气流条件下的电离种子注入技术。不同的碱金属电离种子, 其状态不一样, 使用方法也存在差异。固态种子可采用燃油增溶溶解方式，液态种子可采用压力喷射混合方法。

对于外部电离而言，从理论上分析，电子束电离方式是最有效的外部电离方法，但目前电子束电离方式在工程应用研究中，也还存在诸如真空加速、透射窗力热强度设计、电子束散射特性等一系列的技术问题需要解决。

4.2 磁流体动力加速通道设计

磁流体动力加速风洞设计首先需要确定磁流体动力加速通道的结构形式。文献显示，国外多采用分段法拉第结构形式，这是由工作温度和压力决定的。磁流体加速试验时一般需要提高磁感应强度以增强流场的电磁效应，可以选用合适的电磁体设备。但对于法拉第型通道而言，当流场密度较低时，磁感应强度的增大使得带电粒子的回旋频率增大，霍尔系数放大，通道内会产生高度非均匀的磁流体流动，从而影响磁流体加速的性能。因此，分段法拉第通道的设计应综合考虑气流密度及磁感应强度等因素。

同时，磁流体加速通道中的电极设计也是试验中的关键技术，其设计方案还需与具体的电离方式相适应。例如，为了减小通道中的气流扰动，磁流体动力电极的型面应设计成流线型；对于热电离方式而言，需要应考虑长时间运行的结构强度及高温冷却等问题。

4.3 高超声速模拟测试技术

由于热电离设备（电弧加热器或高频感应加热器）和磁流体动力电极上均有外加电场和磁场，往往发生瞬间放电的现象。在强磁场的作用下，易产生强电磁干扰，从而影响各参数的测量。往常工程中曾出现未经屏蔽的高频感应加热条件下的压力传感器损坏的情况。因此，磁流体动力加速风洞中参数测试时应采用电磁屏蔽技术，避免强电磁环境对测试传感器的干扰。

等离子体测试的重要参数包括加速通道中的电导率和速度、喷管出口速度和气体组分浓度等，后续应针对一系列测试技术开展研究：1）研究适用于加速通道中电导率测量的微波干涉仪技术；2）研究适用于气流温度和速度测量的平面激光诱导荧光技术；3）研究适用于高温气流组分、浓度和温度等参数测量的高分辨率、高性能的光谱测试技术。

5 磁流体动力加速风洞发展建议

结合国内外发展现状，在后续研究中，须着重考虑以下几个方面。

（1）提前开展磁流体动力加速风洞研制规划

依托各类高超声速飞行器研制任务，我国在等离子加热设备及试验技术上具备了一定的研究基础，形成了电弧加热设备、高频感应加热设备等应用能力。为进一步满足真实气体温度、清洁空气、大尺度、长时间、高马赫数地面模拟试验需求，我国应提前在相关领域开展研究规划。针对磁流体动力加速通道设计、超声速气流电离技术及高超声速模拟测试技术三大关键技术问题，重点突破复杂电源系统技术、加热通道主动冷却技术、热电离技术、高分辨率高性能的光谱测试技术，为磁流体动力加速风洞研制奠定技术基础。

（2）注重磁流体动力学原理研究

磁流体动力学原理研究是开展磁流体动力加速风洞研制的基础。磁流体加速涉及电场、磁场及流场之间的复杂耦合关系，物理过程复杂。特别是超声速气流电离、磁流体动力加速通道设计等问题都依赖于磁流体动力学原理研究基础。目前国内外针对该问题的研究尚不深入，其内在机理尚不完全清晰，使得工程研制的理论依据不足。因此，磁流体动力学原理研究是后续面临的一个重要方向。一方面，发展磁流体动力学多场耦合数值仿真模型，描述磁流体流动的演化过程及其机理；另一方面，利用电弧加热设备或高频感应加热设备提供高温实验气体，建立磁流体动力实验系统，研究不同的通道结构、工作介质及电离方式下的流动特性，为磁流体动力加速风洞的研制提供理论基础。

（3）拓展磁流体动力技术多领域应用

随着磁流体动力技术成熟度的提高，除应用于磁流体动力加速风洞外，该技术逐渐在冲压发动机推进、高超声速流动控制以及机载设备供电等方面表现出广阔的应用前景。冲压发动机推进方面，采用磁流体能量旁路的磁流体冲压组合发动机，可获得更高的飞行马赫数，提高发动机性能；高超声速流动控制方面，利用磁流体动力对高超声速飞行器进气道流动进行调控，可改善进气道内流场品质，拓宽发动机工作范围；机载设备供电方面，利用燃烧室后的高温燃气进行磁流体发电，为长时间大功率机载设备供电提供新的技术途径。因此，通过开展磁流体动力加速风洞的理论研究及工程化，突破关键技术，拓展磁流体动力技术在上述领域应用，牵引相关学科发展，推动颠覆性创新，具有重要意义。

6 结束语

磁流体动力加速风洞是拓展高超声速地面模拟试验能力的全新技术路线，是解决真实气体温度、清洁空气、大尺度、长时间、高马赫数地面模拟试验难题的重要手段。国外相关机构在该领域开展了大量研究工作，完成了相关原理验证及方案设计，并开展了很多工程研制工作。本文结合国内外发展现状，提出了基于热电离的磁流体动力加速风洞方案，分析了超声速气流电离技术、磁流体动力加速通道设计、高超声速模拟测试技术等磁流体动力加速风洞关键技术问题，并阐述了开展磁流体动力加速风洞技术路径规划，注重磁流体动力学原理研究，拓展磁流体动力加速技术多领域应用的发展建议。

[1] PHILLIP J J, JOHN B P. The Hyper-X Launch Vehicle: Challenges and Design Considerations for Hypersonic Flight Testing[C]//AIAA/CIRA 13thInternational Space Planes & Hypersonics Systems & Technologies Conference. Capua, Italy, 2005.

[2] RONDEAU C M, JORRIS T R. X-51A Scramjet Demonstrator Program: Waverider Ground & Flight Test[R]. Virginia: Armed Services Technical Information Agency Documents, 2013.

[3] 罗金玲, 周丹, 康宏琳, 等. 典型气动问题试验方法研究的综述[J]. 空气动力学学报, 2014, 32(2): 600-609. LUO Jinling, ZHOU Dan, KANG Honglin, et al. Summarization of Experimental Methods Associated with Typical Aerodynamic Issues[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2014, 32(2): 600-609. (in Chinese)

[4] 张时空, 李江, 秦飞, 等. 两级入轨运载器RBCC动力系统内流道设计与性能计算[J]. 推进技术, 2015, 36(4): 520-526. ZHANG Shikong, LI Jiang, QIN Fei, et al. Design & Computational Investigation of a RBCC Propulsion System Flowpath for a TSTO Concept Vehicle[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(4): 520-526. (in Chinese)

[5] 弗兰克K, 丹E马伦. 先进高超声速试验设备[M]. 柳森, 黄训铭, 译. 北京: 航空工业出版社, 2015: 23-33. FRANG K L, DAN E M. Advanced Hypersonic Test Facilities[M]. Translated by: LIU Seng, HUANG Xunming. Beijing: Aviation Industry Press, 2015: 23-33. (in Chinese)

[6] MARION L L, GLOYD S, THOMAS F, et al. A Research Program for the Development of a True-temperature Mach[C]// 37thAerospace Sciences Meeting & Exhibit. Reno, NV, 2000.

[7] THOMAS R B. The 20MW LORHO MHD Accelerator for Wind Tunnel Drive-Design, Construction &Critique[C]//30thPlasmadynamic & Lasers Conference. Norfolk, VA, 1999.

[8] PATE S R, SILER L G, STALLINGS D W, et al. Development of an MHD-augmented, High Enthalpy, Shock Tunnel Facility[J] . AIAA Journal, 1974, 12(3): 289-297.

[9] BEST J T, FETTERHOFF T P, LASTER M L, et al. RDHWT/MARIAH II Hypersonic Wind Tunnel Research Program Update[C]//10th AIAA/NAL-NASDA-ISAS International Space Planes & Hypersonic Systems & Technologies Conference. Kyoto, Japan, 2001.

[10] LITCHFORD R J, COLE J W. Magnetohydrodynamic Augmented Propulsion Experiment: I. Performance Analysis & Design[C]//33rd Plasmadynamics & Lasers Conference. Maui, Hawaii, 2002.

[11] ALFEROV V I. Current Status & Potentialities of Wind Tunnels with MHD Acceleration[J]. High Temperature, 2000, 38: 300-313.

[12] 郑小梅, 吕浩宇, 徐大军, 等. MHD加速器模式磁控进气道的优化设计[J]. 航空学报, 2010, 31(2): 223-230. ZHENG Xiaomei, LYU Haoyu, XU Dajun, et al. Optimization of Accelerator Mode MHD Controlled Inlet[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2010, 31(2): 223-230. (in Chinese)

[13] 李益文, 李应红, 张百灵, 等. 超声速气流磁流体加速初步实验研究[J]. 力学学报, 2012, 44(2): 238-244. LI Yiwen, LI Yinghong, ZHANG Bailing, et al. Preliminary Experimental Investigation on Supersonic Flow Magnetohydrodynamic (MHD) Acceleration[J]. Chinese Journal of Theoretical & Applied Mechanics, 2012, 44(2): 238-244. (in Chinese)

[14] RESLER E L, SEARS W R. The Prospects for Magneto-aerodynamics[J]. Journal of the Aeronautical Sciences, 1958(25): 235-245.

[15] 李楠. 磁流体加速的机理研究和实验系统设计[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2014. LI Nan. Mechanism Study of MHD Acceleration & Experimental System Design[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2014. (in Chinese)

[16] 李益文, 张百灵, 李应红, 等. 磁流体动力学在航空工程中的应用与展望[J]. 力学进展, 2017, 47(1): 452-502. LI Yiwen, ZHANG Bailing, LI Yinghong, et al. Review on the Application & Prospect of Magnetohydrodynamics in Aeronautical Engineering[J]. Advances in Mechanics, 2017, 47(1): 452-502. (in Chinese)

[17] MATTHEW W T, CLARK W H, RON J L. Three-dimensional Numerical Modeling of Magnetohydrodynamic Augmented Propulsion Experiment[C]//46thAIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit. Reno, Nevada, 2008.

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，毕业于天津大学及莫斯科航空学院，硕士，研究员，中国航天科技集团学术技术带头人。研究方向为天地往返飞行器气动设计及不同升阻比飞行器EDL技术。E-mail：lunar_cast@126.com。

齐玢，男，1986年生，毕业于北京航空航天大学航空科学与工程学院，博士，工程师。研究方向为航天器总体设计。E-mail：qionline@163.com。

2018-08-25

（编辑：刘颖）