MHD und Abschaltung von Schockwellen

Anhang 1: MHD

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1 - Allgemeines zum Konzept der Abschaltung von Schockwellen

Dieses wurde Anfang der siebziger Jahre eingeführt. Danach erkannte die US-Regierung, dass die MHD eine wichtige Rolle bei zukünftigen militärischen Projekten spielen könnte. Gleichzeitig erkannten die amerikanischen Wissenschaftler, dass die MHD etwas mit dem hypersonischen Flug zu tun hatte. Sie entschlossen sich, die Öffentlichkeit zu täuschen. Offiziell wurde in den USA die MHD aufgegeben. Die zivile MHD wurde aufgegeben. Große industrielle Projekte wurden aufgegeben. Doch parallel dazu begann ein intensiver Versuch in vollständiger Geheimhaltung, mit militärischer MHD. Dies wurde erst kürzlich (2001) entdeckt. Der Leser ist frei, dieser Information zu glauben oder nicht. Wir wurden von amerikanischen Wissenschaftlern höchster Ebene, die an geheimen schwarzen Programmen beteiligt waren und sich in der Area 51 konzentrierten, über das Geschehen in den USA zwischen 1970 und heute informiert. Der einzige Grund für diese Aussage basiert auf wissenschaftlichen Grundlagen. Selbst heute wissen die Leute noch immer viele sehr wichtige Merkmale der MHD, die auf supersonische Gasströmungen angewandt werden, was einen fantastischen und grundlegenden Durchbruch in den USA Mitte der siebziger Jahre ermöglichte. Drei Jahrzehnte nachdem die Amerikaner mit fortschrittlichen Technologien in vielen (militärischen) Bereichen, einschließlich langer hypersonischer Flüge bis Mach 12, die Welt dominierten.

Ich weiß nicht, wer diese Anlage lesen wird, deren Lesen fortgeschrittene Kenntnisse in der supersonischen Fluiddynamik, der Charakteristiken-Theorie und der MHD erfordert. Ein sehr gutes Buch wurde 1967 veröffentlicht, mit dem Titel „Engineering Magnetohydrodynamics“; Sutton und Sherman, Mac Graw Hill Books Company.

Lassen Sie uns nun einige grundlegende Konzepte darstellen.

In einer supersonischen Strömung können wir die „Mach-Linien“ betrachten:

**Mach-Linien (oder Mach-Oberflächen) in einer supersonischen Strömung **

Der Winkel solcher Mach-Linien hängt von dem lokalen Wert der Geschwindigkeit ab.

Auswirkung der Geschwindigkeitssteigerung auf den Mach-Winkel

Wenn wir eine supersonische Strömung betrachten, sind die Mach-Linien, „Charakteristiken“, real. Sie kartografieren die Strömung. Als nächstes eine 2D supersonische Testdüse (supersonischer Windkanal).

In der konvergenten Abschnitt ist das Fluid in subsonischem Zustand. Aus mathematischer Sicht sind die Charakteristiken (die Mach-Oberflächen) imaginär. Die Schallgeschwindigkeit wird an der Düsenenge erreicht. Dann werden die Mach-Oberflächen real. Wir können sie visualisieren:

**Entwicklung der Mach-Oberflächen, oder Mach-Linien, in einer supersonischen Düse. **

In der Düse steigt die Geschwindigkeit kontinuierlich. Gleichzeitig verringert sich der Mach-Winkel (er beträgt 90° an der Düsenenge). Dies entspricht der „natürlichen Variation“ des Systems der Mach-Oberflächen, verursacht durch die Expansion einer supersonischen Strömung.

Betrachten wir nun eine 2D supersonische Strömung um eine ebene Flügel. Wir können das theoretische System der Mach-Linien durch die Charakteristikentheorie berechnen:

Theoretische Charakteristiken um eine ebene Flügel in einer supersonischen Gasströmung.

Das ist nicht physikalisch. Das ist „rein mathematisch“ (eine Lösung eines „Charakteristiken-Systems“). Es zeigt, wie die Charakteristikenflächen aufeinandertreffen, sich an bestimmten Punkten ansammeln. Es sind elementare Druckänderungsflächen. In der Mitte der Strömung sehen wir ein klassisches Expansionssystem, bei dem der Druck abnimmt und das Gas beschleunigt wird. In anderen Bereichen sehen wir, wie die Mach-Oberflächen sich ansammeln und dazu neigen, angeheftete Schockwellen zu erzeugen. Die folgende Abbildung entspricht einer wirklich physikalischen Lösung mit anschließenden angehefteten Schockwellen :


**Physikalische Bedingungen mit angehefteten schrägen Flügelschockwellen. **

Danach: diese flachen angehefteten Schockwellen.

Danach: diese flachen Wellen, plus Stromlinien.

Wenn die Angriffskante scharf ist, sind die vorderen Wellen angeheftet. Siehe Detail :

Angeheftete vordere Schockwelle in der Nähe der Angriffskante eines flachen Flügels

Wenn die Angriffskante abgerundet ist, ist die Situation etwas anders. Die Schockwelle sieht wie eine Bogenwelle aus.

**Schockwelle an einer abgerundeten Angriffskante. **

Aus klassischer Sicht können diese Schockwellen nicht vermieden werden. Sie entsprechen Druck- und Temperatursprüngen. Wenn die Mach-Zahl über 3 liegt, können die Materialien den Wärmefluss nicht mehr tragen und verdampfen. In „Scramjets“ kühlt man die Angriffskante mit flüssigem Wasserstoff und Sauerstoff, was es ermöglicht, kurzfristige Flüge mit Mach 5-6 zu erreichen. Aber der hypersonische Flug (Mach 12) wird aus technologischer Sicht als unmöglich angesehen. 1947 stellte das UFO-Phänomen eine seltsame Frage: Ist es möglich, solche hohen Mach-Zahlen zu erreichen? In Roswell haben die Amerikaner eine abgestürzte Maschine eingesammelt, was sofort zwei Dinge bewies:

• UFOs waren definitiv real

• Sie kamen aus anderen planetaren Systemen.

Es wurde beschlossen, darüber ein absolutes Geheimnis zu wahren. Eine intensive und aktive Desinformationspolitik wurde in den USA eingeführt, die bis heute gilt. Die NASA erklärt beispielsweise auf ihrer offiziellen Website, dass UFOs nichts anderes als eine Illusion sind, fast 50 Jahre später. Es dauerte eine Weile, bis die Amerikaner verstanden, dass die MHD der Schlüssel, das Schlüsselwort des hypersonischen (und stummen) Flugs war. Der stille Flug der UFOs zeigte, dass Schockwellen (und Turbulenz) vermieden wurden. Um dies zu veranschaulichen, verweisen wir auf die persönlichen Arbeiten des Autors (entwickelt während der 60er und 70er Jahre). Diese Forschungen wurden mit ziemlich bescheidenen Laborgeräten durchgeführt, verglichen mit dem riesigen amerikanischen Aufwand, der in unterirdischen Fabriken der Area 51 versteckt war. Aber das reicht aus, um die Grundideen zu zeigen. Auf der folgenden Abbildung ein „Faraday-MHD-Linearkonverter“ mit seinem MHD-Kanal und seinen beiden Spulen.

Faraday-MHD-Konverter

Wenn wir die beiden Spulen entfernen, erhalten wir das Folgende :

Faraday-Kanal (die Spulen wurden entfernt)

Hier wirkt der Konverter als MHD-Generator. Die supersonische Strömung tritt mit der Geschwindigkeit V in den Kanal ein, was ein induziertes elektrisches Feld E × B verursacht. Dieses erzeugt einen elektrischen Strom im Gas, der durch externe Lasten fließt, wie dargestellt. Ein Teil der kinetischen Energie des Gases kann in elektrische Energie umgewandelt werden. Dies führt zu einer Verlangsamung des Gases. Das System aus Geschwindigkeit, elektrischem Feld und resultierender Lorentzkraft ist unten dargestellt:

Elektrisches Feld und Lorentzkraftfeld in einem MHD-Generator.

Die Lorentzkraft folgt der „Drei-Finger-Regel“:

Diese erste Idee ist sehr wichtig. Tatsächlich sehen wir, dass der MHD-Beschleuniger ein supersonisches Fluid verlangsamt. Wenn es richtig gemanagt wird, können wir uns vorstellen, dass die Parameter des Fluids „sanft“ verändert werden können, ohne Schockwellenbildung. Das ist die zentrale Idee des Konzepts des hypersonischen Flugs, wie wir später sehen werden. Danach zeigen wir das typische Muster der Mach-Linien in einem MHD-Generator. Der Mach-Winkel ändert sich kontinuierlich und es entsteht keine Schockwelle.

Schockwellenfreie Modifikation des Mach-Linien-Systems durch die Wirkung der Lorentzkraft

Es handelt sich um eine sehr einfache Idee, die jedoch lange Zeit weltweit als Top-Secret betrachtet wurde. Andererseits kann ein MHD-Konverter auch als Beschleuniger verwendet werden. Dazu reicht es aus, elektrische Energie zu injizieren, um den elektrischen Strom umzukehren und beschleunigende Lorentzkraft zu erhalten. So können wir den lokalen Wert des Mach-Winkels verändern. In meinem Labor im Jahr 1967 erzielten wir sehr beeindruckende Beschleunigungen über sehr kurze Strecken.

**Das Gas tritt von links in den Kanal ein und die Lorentzkraft beschleunigt es. **

Lassen Sie uns zeigen, dass es kein Traum war. Hier ist mein MHD-Labor der 60er Jahre am Institut für Strömungsmechanik in Marseille, Frankreich. .

**Mein MHD-Labor der 60er Jahre. Vorn: Elektroden. Links: ein alter Tektronix-Röhren-Oszilloskop. Unten: der Faraday-Konverter mit seinen aufgehängten Spulen. Außerdem ein „Ignitron“, der zum Umschalten des 50.000 Ampere Stroms, der von einem Kondensator-Block erzeugt wird, verwendet wird. **

Es handelte sich um einen „kurzdauerigen Windkanal“, der auf einem „Schockrohr“ basierte. Ein Argonstrom, der durch einen Schock (200 Mikrosekunden) angetrieben wurde, wurde in einen 6 Meter langen konstanten Querschnitts-Windkanal gedrückt. Das Gas wurde bewegt und komprimiert (Druck nach Kompression: 1 Bar). Das Gas wurde auf 10.000 °K erhitzt, was eine sehr gute elektrische Leitfähigkeit (3000 mhos/m) bot. Die Geschwindigkeit des Gases am Eingang des MHD-Kanals betrug 2.750 m/s. Dieser Kanal war 10 cm lang. Bei Beschleunigungsversuchen erreichte die Austrittsgeschwindigkeit 8.000 m/s, was die außergewöhnliche Effizienz der Lorentzkraft zur Beschleunigung mit hohem Magnetfeld (2 Tesla) und sehr hohen Stromdichten bewies. Danach die klassische MHD-Effizienz :

**MHD-Effizienz. J ist die elektrische Stromdichte, B ist das Magnetfeld, L ist eine charakteristische Länge, unten: die Massendichte und v die Geschwindigkeit. **

Anfang der 80er Jahre begann ein französischer Ingenieur, Bertrand Lebrun, mit mir einen Doktortitel. Ich definierte die Grundidee des schokwellenfreien supersonischen Flugs. Es handelte sich um eine zivile Forschung, aber wir wissen, dass zu dieser Zeit ähnliche Forschungen im geheimen Lawrence Livermore Laboratorium in Kalifornien durchgeführt wurden. Wir haben bereits das allgemeine Muster der Mach-Linien, die mit der theoretischen supersonischen Strömung um eine ebene Flügel verbunden sind, vorgestellt. Wir haben gesehen, dass wir den lokalen Wert des Mach-Winkels durch eine geeignete Wahl des Lorentzkraftfelds verändern können. Zum Beispiel können wir die Strömung um die Angriffskante beschleunigen, indem wir ein querliegendes Magnetfeld und zwei Wandelektroden verwenden, wie folgt:

Beschleunigungselektroden in der Nähe der Angriffskante

Danach das entsprechende Lorentzkraftfeld:

Lorentzkraftfeld

Mit solch einem Gerät war es möglich, die vordere Schockwelle in der Nähe einer scharfen Angriffskante zu beseitigen, was zeigte, dass ein Schockwellensystem vermieden werden konnte. Dies hat das Problem des hypersonischen Flugs tiefgreifend verändert. Das neue Ziel war es, die Schockwellen um eine ebene Flügel zu beseitigen, was bedeutete, die Mach-Linien parallel zu halten:

Lebrun-Doktorarbeit: das Ziel

Drei Paare von Wandelektroden wurden auf dem Flügelmodell angeordnet:

Lebrun-Doktorarbeit (1987)

Oben: das idealisierte Muster der Charakteristiken (Mach-Linien oder Mach-Oberflächen). Wenn ein geeignetes Lorentzkraftfeld um das Modell angewandt werden konnte, wurde erwartet, dass ein Phänomen der Charakteristiken-Fokussierung vermieden werden würde. Dies wurde durch Computerberechnungen gezeigt und auf mehreren internationalen MHD-Kongressen (Tsukuba, Japan, Peking, China, siehe Literatur und zitierte Artikel) vorgestellt. Das allgemeine Muster der Mach-Linien wird folgendermaßen:

Lebrun-Doktorarbeit. Charakteristiken.

Diese Arbeit wurde in einem zivilen Laboratorium durchgeführt, aber wir wissen, dass parallel dazu die Amerikaner dasselbe in absolutter Geheimhaltung taten. In Frankreich waren die Behörden entsetzt bei dem Gedanken, dass solche Ergebnisse die extraterrestrische Natur der UFOs enthüllen könnten, und sie wurden wahnsinnig vor Wut. Alle zivile Forschung wurde gestoppt. Die Armee versuchte, diese Forschung in ihren geheimen Laboren weiterzuführen, aber sie scheiterte aufgrund ihres Wissensmangels. Währenddessen erlebten die US-Projekte eine sehr starke Beschleunigung. Parallelforschungen wurden intensiv auf Torpedos und Unterwasserantrieb durchgeführt. Um den Geist des Lesers nicht zu stören, sprechen wir später darüber.

Literaturverzeichnis :

(1) J.P. Petit : „Kann der supersonische Flug möglich sein ?“ Achte Internationale Konferenz zur MHD-Elektrizitätserzeugung. Moskau, 1983.

(2) J.P. Petit & B. Lebrun : „Abschaltung von Schockwellen in einem Gas durch die Wirkung der Lorentzkraft“. Neunte Internationale Konferenz zur MHD-Elektrizitätserzeugung. Tsukuba, Japan, 1986.

(3) B. Lebrun & J.P. Petit : „Abschaltung von Schockwellen durch MHD-Wirkung in supersonischen Strömungen. Quasi-eindimensionale stationäre Analyse und thermische Blockierung“. Europäisches Journal of Mechanics; B/Fluides, 8 , Nr. 2, S. 163-178, 1989

(4) B. Lebrun & J.P. Petit : „Abschaltung von Schockwellen durch MHD-Wirkung in supersonischen Strömungen. Zweidimensionale stationäre nicht-isentrope Analyse. Anti-Schock-Kriterium, und Schockrohr-Simulationen für isentrope Strömungen“. Europäisches Journal of Mechanics, B/Fluides, 8 , S. 307-326, 1989

(5) B. Lebrun : „Theoretische Annäherung an die Unterdrückung von Schockwellen, die sich um einen scharfen Hindernis in einem ionisierten Argonstrom bilden“. Dissertation in Energie, Nr. 233. Universität Poitiers, Frankreich, 1990.

(6) B. Lebrun & J.P. Petit : „Theoretische Analyse der Abschaltung von Schockwellen durch ein Lorentzkraftfeld“. Internationale MHD-Symposium, Peking 1990.

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