Anhang 1: MHD
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1 - Allgemeines zum Konzept der Schallwellenabschaltung
Dies 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 amerikanische Wissenschaftler, dass die MHD mit dem hypersonischen Flug verbunden war. 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, geheimer Einsatz auf dem Gebiet der militärischen MHD. Dies wurde erst kürzlich entdeckt (2001). Der Leser ist frei, diese Information zu glauben oder nicht. Wir wurden von amerikanischen Wissenschaftlern höchster Ebene, die an geheimen schwarzen Programmen beteiligt waren und sich in der Zone 51 konzentrierten, über das geschehene zwischen 1970 und heute informiert. Das einzige Argument dafür basiert auf wissenschaftlichen Grundlagen. Selbst heute ignorieren die Leute noch viele sehr wichtige Merkmale der MHD, angewandt auf supersonische Gasströmungen, was einen fantastischen und grundlegenden Durchbruch in den USA in den siebziger Jahren ermöglichte. Dreißig Jahre nachdem die Amerikaner die Welt mit fortgeschrittenen Technologien in vielen (militärischen) Bereichen, einschließlich langer hypersonischer Flüge bis Mach 12, beherrschten.
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 dieser Mach-Linien hängt von dem lokalen Wert der Geschwindigkeit ab.
Auswirkung des Geschwindigkeitsanstiegs auf den Mach-Winkel
Wenn wir eine supersonische Strömung betrachten, sind die Mach-Linien, oder „Charakteristiken“, real. Sie kartografieren die Strömung. Danach eine 2D supersonische Testdüse (supersonischer Windkanal).
In der konvergenten Abschnitt ist das Fluid in subsonischem Zustand. Aus mathematischer Sicht sind die Charakteristikenlinien (die Mach-Oberflächen) imaginär. Die Schallgeschwindigkeit wird am Düsenhals erreicht. Danach werden die Mach-Oberflächen real. Wir können sie visualisieren:
Entwicklung der Mach-Oberflächen, oder Mach-Linien, in einer supersonischen Düse.
In der Düse wächst die Geschwindigkeit kontinuierlich. Gleichzeitig verringert sich der Mach-Winkel (er beträgt 90° an der Düsenhalsabschnitt). Dies entspricht der „natürlichen Variation“ des Systems der Mach-Oberflächen, verursacht durch die Ausdehnung einer supersonischen Strömung.
Betrachten wir nun eine zweidimensionale supersonische Strömung um eine ebene Flügel. Wir können das theoretische System der Mach-Linien mit der Charakteristiken-Theorie berechnen:
Theoretische Charakteristikenlinien um eine in eine supersonische Gasströmung eingetauchte ebene Flügel.
Das ist nicht physikalisch. Es ist „rein mathematisch“ (eine Lösung eines „Charakteristiken-Systems“). Es zeigt, wie die Charakteristikenflächen zusammenstoßen, sich an bestimmten Stellen ansammeln. Sie sind elementare Druckänderungsflächen. In der Mitte der Strömung sehen wir ein klassisches Expansionsschneeflocken, bei dem der Druck abnimmt und das Gas beschleunigt wird. Aber in anderen Bereichen sehen wir, wie die Mach-Oberflächen sich ansammeln und dazu neigen, angeschlossene Schockwellen zu erzeugen. Die folgende Abbildung entspricht einer wirklich physikalischen Lösung mit nachfolgenden angeschlossenen Schockwellen:
Physikalische Bedingungen mit angeschlossenen flachen Schockwellen.
Danach: diese angeschlossenen flachen Schockwellen.
Danach: diese flachen Wellen, plus Stromlinien.
Wenn die Vorderkante scharf ist, sind die Frontwellen angeschlossen. Siehe Detail:
Angepasste Frontschockwelle in der Nähe der Vorderkante eines flachen Flügels.
Wenn die Vorderkante abgerundet ist, ist die Situation etwas anders. Die Schockwelle ähnelt einer Welle.
Schockwelle an der abgerundeten Vorderkante.
Aus klassischer Sicht können diese Schockwellen nicht vermieden werden. Sie entsprechen Druck- und Temperatursprüngen. Wenn die Mach-Zahl größer als 3 wird, können die Materialien den Wärmefluss nicht mehr tragen und verdampfen. In „Scramjets“ kühlt man die Vorderkante mit flüssigem Wasserstoff und Sauerstoff, was es ermöglicht, kurze Flüge bis Mach 5-6 zu erreichen. Aber der hypersonische Flug (Mach 12) wird auf technologischen Grundlagen 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 geborgen, was sofort zwei Dinge bewies:
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UFOs waren definitiv real
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Sie kamen aus anderen planetaren Systemen.
Es wurde beschlossen, darüber ein vollständiges Geheimnis zu wahren. Eine intensive und aktive Desinformationspolitik wurde in den USA eingeführt, die bis heute gilt. Zum Beispiel erklärt die NASA auf ihrer offiziellen Website, dass UFOs nichts anderes als eine Illusion sind, fast fünfundzwanzig Jahre nachdem dies geschehen ist. Es dauerte eine Weile, bis die Amerikaner verstanden, dass die MHD der Schlüssel, das Schlüsselwort des hypersonischen (und stummen) Flugs war. Der stumme Flug der UFOs zeigte, dass Schockwellen (und Turbulenz) vermieden wurden. Um dies zu illustrieren, verweisen wir auf die persönlichen Arbeiten des Autors (entwickelt während der sechziger und siebziger Jahre). Diese Forschung wurde mit ziemlich bescheidenen Laborgeräten durchgeführt, verglichen mit dem riesigen amerikanischen Einsatz, der in unterirdischen Fabriken der Zone 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 dies:
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. Dieser erzeugt einen elektrischen Strom im Gas, der durch externe Lasten fließt, wie dargestellt. Ein Teil der kinetischen Energie des Gases kann in Elektrizität umgewandelt werden. Dies geht mit der Verlangsamung des Gases einher. Das System aus Geschwindigkeit, elektrischem Feld und der folgenden Lorentz-Kraft ist unten dargestellt:
Elektrisches Feld und Lorentz-Kraft-Feld in einem MHD-Generator.
Die Lorentz-Kraft 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 verwaltet wird, können wir uns vorstellen, dass die Parameter des Fluids auf „weiche Weise“ verändert werden können, ohne dass Schockwellen entstehen.
Das ist die zentrale Idee des Konzepts des hypersonischen Flugs, wie wir später sehen werden. Danach zeigen wir das charakteristische Muster der Mach-Linien in einem MHD-Generator. Der Mach-Winkel ändert sich kontinuierlich und es entsteht keine Schockwelle.
Wellenlose Modifikation des Mach-Linien-Systems, verursacht durch die Wirkung der Lorentz-Kraft
Es ist eine sehr einfache Idee, aber sie wurde über einen sehr langen Zeitraum weltweit als Top-Secret betrachtet. 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 Lorentz-Kräfte zu erhalten. So können wir den lokalen Wert des Mach-Winkels verändern. In meinem Labor im Jahr 1967 erzielten wir sehr beeindruckende Beschleunigungen über eine sehr kurze Distanz.
Das Gas tritt auf der linken Seite in den Kanal ein und die Lorentz-Kräfte beschleunigen es.
Zeigen wir, dass es kein Traum war. Danach unser MHD-Labor der sechziger Jahre am Institut für Fluiddynamik in Marseille, Frankreich.
Unser MHD-Labor der sechziger Jahre. Vorn: Elektroden. Links: ein alter Tektronix-Röhren-Oszilloskop. Unten: der Faraday-Konverter mit seinen aufgehängten Spulen. Außerdem ein „Ignitron“, das zum Schalten des 50.000 Ampere elektrischen Stroms verwendet wurde, der von einer Kondensatorbank erzeugt wurde.
Es war ein „kurzdaueriger Windkanal“, basierend auf einem „Schockrohr“. Ein argonströmung, angetrieben durch einen Schock (200 Mikrosekunden), wurde in einen 6 Meter langen konstanten Querschnitts-Windkanal gedrückt. Das Gas wurde verschoben und komprimiert (Druck nach Kompression: 1 bar). Das Gas wurde auf 10.000 K erhitzt, was eine sehr gute elektrische Leitfähigkeit (3000 mhos/m) lieferte. Die Geschwindigkeit des Gases am Eingang des MHD-Kanals betrug 2.750 m/s. Dieser betrug 10 cm Länge. Bei den Beschleunigungsversuchen erreichte die Ausstoßgeschwindigkeit 8.000 m/s, was die außergewöhnliche Effizienz der Lorentz-Kräfte für die Beschleunigung mit hohem Magnetfeld (2 Tesla) und hohen elektrischen Stromdichten zeigte. 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 achtziger Jahre begann ein französischer Ingenieur, Bertrand Lebrun, mit mir einen Doktortitel. Ich definierte die Grundidee des schallwellenfreien supersonischen Flugs. Dies war eine zivile Forschung, aber wir wissen, dass zu dieser Zeit ähnliche Forschungen in geheimer Weise im berühmten Lawrence Livermore-Labor in Kalifornien durchgeführt wurden. Wir haben bereits das allgemeine Muster der Mach-Linien, die mit der theoretischen supersonischen Strömung um einen flachen Flügel verbunden sind, vorgestellt. Wir haben gesehen, dass wir den lokalen Wert des Mach-Winkels durch eine geeignete Wahl des Lorentz-Kraft-Feldes verändern konnten. Zum Beispiel können wir die Strömung um die Vorderkante mit einem quergerichteten Magnetfeld und zwei Wandelektroden beschleunigen, wie folgt:
Beschleunigungs-Elektroden in der Nähe der Vorderkante
Danach das folgende Lorentz-Kraft-Feld:
Lorentz-Kraft-Feld
Mit solch einem Gerät war es möglich, die Frontschockwelle in der Nähe einer scharfen Vorderkante zu beseitigen, was zeigte, dass ein Schockwellensystem vermieden werden konnte. Dies hat das Problem des hypersonischen Flugs tiefgreifend verändert. Das neue Ziel war, die Schockwellen um einen flachen Flügel zu beseitigen, was bedeutete, die Mach-Linien parallel zu halten:
Lebruns Doktorarbeit: das Ziel
Drei Paare von Wandelektroden wurden auf dem Flügelmodell angeordnet:
Lebruns Doktorarbeit (1987)
Oben: das idealisierte Muster der Charakteristikenlinien (Mach-Linien oder Mach-Oberflächen). Wenn ein geeignetes Lorentz-Kraft-Feld um das Modell angewandt werden konnte, wurde erwartet, dass ein Phänomen der Konzentration der Charakteristikenlinien vermieden werden könnte. Dies wurde durch Computerberechnungen gezeigt und auf mehreren internationalen MHD-Kongressen vorgestellt (Tsukuba, Japan, Peking, China, siehe Literatur und zitierte Artikel). Das allgemeine Muster der Mach-Linien wird folgendermaßen aussehen:
Lebruns Doktorarbeit. Charakteristikenlinien.
Diese Arbeit wurde in einem zivilen Labor durchgeführt, aber wir wissen, dass zu dieser Zeit die Amerikaner dasselbe in einem hohen Geheimnis taten. In Frankreich waren die Behörden entsetzt bei dem Gedanken, dass solche Ergebnisse die außerirdische Natur der UFOs enthüllen könnten, und waren wütend. Alle zivile Forschung wurde gestoppt. Die Armee versuchte, diese Forschung in ihren geheimen Laboren weiterzuführen, für ihre eigene Rechnung, aber sie scheiterte aufgrund ihres Mangel an Wissen. Währenddessen erlebten die US-Projekte eine sehr starke Beschleunigung. Parallelforschung wurde intensiv an Torpedos und U-Boot-Antrieb betrieben. Um den Geist des Lesers nicht zu stören, sprechen wir später darüber.
Literatur:
(1)
J.P. Petit: „Ist der supersonische Flug möglich?“ Achte Internationale Konferenz über MHD-Elektrizitätsproduktion. Moskau, 1983.
(2)
J.P. Petit & B. Lebrun: „Abschaltung von Schockwellen in einem Gas durch die Wirkung der Lorentz-Kraft“. Neunte Internationale Konferenz über MHD-Elektrizitätsproduktion. Tsukuba, Japan, 1986.
(3)
B. Lebrun & J.P. Petit: „Zerstörung von Schockwellen durch MHD-Aktion in supersonischen Strömungen. Quasi-eindimensionale stationäre Analyse und thermische Blockierung“. European Journal of Mechanics; B/Fluids, 8, Nr. 2, S. 163-178, 1989.
(4)
B. Lebrun & J.P. Petit: „Zerstörung von Schockwellen durch MHD-Aktion in supersonischen Strömungen. Zweidimensionale stationäre nicht-isentrope Analyse. Anti-Schock-Kriterium und Schockrohr-Simulationen für isentrope Strömungen“. European Journal of Mechanics, B/Fluids, 8, S. 307-326, 1989.
(5)
B. Lebrun: „Theoretische Annäherung an die Unterdrückung von Schockwellen, die sich um einen scharfen Hindernis in einem ionisierten Argon-Fluss bilden“. Dissertation in Energie, Nr. 233. Universität Poitiers, Frankreich, 1990.
(6)
B. Lebrun & J.P. Petit: „Theoretische Analyse der Zerstörung von Schockwellen durch ein Lorentz-Kraft-Feld“. Internationale MHD-Symposium, Peking, 1990.
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