MHD et annulation des ondes de choc
Annexe 1 : MHD
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1 - Généralités sur le concept d'annulation des ondes de choc
Ce concept a été introduit au début des années 70. Par la suite, le gouvernement américain a compris que la MHD pouvait jouer un rôle important dans les projets militaires futurs. Dans le même temps, les scientifiques américains ont compris que la MHD avait un rapport avec le vol hypersonique. Ils ont décidé de désinformer le public. Officiellement, aux États-Unis, la MHD a été abandonnée. La MHD civile a été abandonnée. Les grands projets industriels ont été abandonnés. Mais en parallèle, un effort intense a commencé, dans le plus grand secret, sur la MHD militaire. Cette réalité a été découverte très récemment (2001). Le lecteur est libre de croire ou non à cette information. Nous avons été informés de ce qui s'est passé aux États-Unis entre 1970 et aujourd'hui par des scientifiques américains de haut niveau impliqués dans des programmes secrets noirs, concentrés dans la zone 51. Le seul argument à l'appui de cette affirmation repose sur des bases scientifiques. Même aujourd'hui, les gens ignorent encore de nombreuses caractéristiques très importantes relatives à la MHD appliquée aux écoulements gazeux supersoniques, ce qui a permis un bond fantastique et fondamental aux États-Unis au milieu des années 70. Trente ans après avoir dominé le monde grâce à des technologies avancées dans de nombreux domaines (militaires), y compris le vol hypersonique de longue durée, jusqu'à Mach 12.
Je ne sais pas qui lira cette annexe, dont la lecture exige des connaissances avancées en mécanique des fluides supersoniques, en théorie des caractéristiques et en MHD. Un très bon ouvrage a été publié en 1967, intitulé « Engineering Magnetohydrodynamics » ; Sutton et Sherman, Mac Graw Hill Books Company.
Exposons maintenant quelques concepts de base.
Dans un écoulement supersonique, nous pouvons considérer les « lignes de Mach » :
Lignes de Mach (ou surfaces de Mach) dans un écoulement supersonique
L'angle de ces lignes de Mach dépend de la valeur locale de la vitesse.
Effet de l'augmentation de la vitesse sur l'angle de Mach
Si nous considérons un écoulement supersonique, les lignes de Mach, ou « lignes caractéristiques », sont réelles. Elles cartographient l'écoulement. Ensuite, une buse d'essai supersonique en 2D (soufflerie supersonique).
Dans la section convergente, le fluide est en régime subsonique. Du point de vue mathématique, les lignes caractéristiques (les surfaces de Mach) sont imaginaires. La vitesse du son est atteinte à la gorge de la buse. Ensuite, les surfaces de Mach deviennent réelles. Nous pouvons les visualiser :
Évolution des surfaces de Mach, ou lignes de Mach, dans une buse supersonique.
Dans la buse, la vitesse augmente continûment. En même temps, l'angle de Mach diminue (il est égal à 90° à la section de la gorge). Cela correspond à la « variation naturelle » du système des surfaces de Mach, due à l'expansion d'un écoulement supersonique.
Maintenant, considérons un écoulement supersonique bidimensionnel autour d'une aile plane. Nous pouvons calculer le système théorique des lignes de Mach, à l’aide de la théorie des caractéristiques :
Lignes caractéristiques théoriques autour d'une aile plane immergée dans un écoulement gazeux supersonique.
Ce n'est pas physique. C'est « purement mathématique » (une solution d'un « système caractéristique »). Il montre comment les surfaces caractéristiques se heurtent, s'accumulent en certains points. Ce sont des surfaces élémentaires de variation de pression. Au milieu de l'écoulement, nous voyons un faisceau d'expansion classique, où la pression diminue et où le gaz est accéléré. Mais dans d'autres régions, nous voyons comment les surfaces de Mach s'accumulent et tendent à donner des ondes de choc attachées. La figure suivante correspond à une solution réellement physique, avec des ondes de choc attachées :
Conditions physiques avec ondes de choc obliques planes attachées.
Ensuite : ces ondes de choc planes attachées.
Ensuite : ces ondes planes, plus les lignes de courant.
Si le bord d'attaque est aigu, les ondes frontales sont attachées. Voir le détail :
Onde de choc frontale attachée au voisinage du bord d'attaque d'une aile plane
Si le bord d'attaque est arrondi, la situation est quelque peu différente. L'onde de choc ressemble à une onde de choc de type « arc ».
Onde de choc au bord d'attaque arrondi.
Du point de vue classique, ces ondes de choc ne peuvent pas être évitées. Elles correspondent à des sauts de pression et de température. Lorsque le nombre de Mach dépasse 3, les matériaux ne supportent plus le flux thermique et s'évaporent. Dans les « scramjets », on refroidit le bord d'attaque avec de l'hydrogène liquide et de l'oxygène, ce qui permet d'atteindre des vols de courte durée à Mach 5-6. Mais le vol hypersonique (Mach 12) est considéré comme impossible, du point de vue technologique. En 1947, le phénomène OVNIs a soulevé une question étrange : est-il possible d'atteindre de tels nombres de Mach élevés ? À Roswell, les Américains ont récupéré une machine écrasée, ce qui a immédiatement prouvé deux choses :
-
Les OVNIs étaient définitivement réels
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Ils venaient d'autres systèmes planétaires.
Il a été décidé de garder un secret total à ce sujet. Une politique intense et active de désinformation a été mise en place aux États-Unis, qui est toujours en vigueur. Par exemple, la NASA explique sur son site officiel que les OVNIs ne sont rien d'autre qu'une illusion, presque 50 ans après. Il a fallu du temps aux Américains pour comprendre que la MHD était la clé, le mot maître du vol hypersonique (et silencieux). Le vol silencieux des OVNIs montrait que les ondes de choc (et la turbulence) étaient évitées. Pour illustrer cela, nous renvoyons aux travaux personnels de l'auteur (développés durant les années 60 et 70). Ces recherches ont été menées avec des équipements de laboratoire assez modestes, comparés à l'effort colossal américain, dissimulé dans des usines souterraines de la zone 51. Mais cela suffira à montrer les idées de base. Sur la figure suivante, un « convertisseur linéaire MHD de Faraday » avec son canal MHD et ses deux bobines.
Convertisseur MHD de Faraday
Si nous retirons les deux bobines, nous obtenons ceci :
Canal de Faraday (les bobines ont été retirées)
Ici, le convertisseur agit comme un générateur MHD. L'écoulement supersonique entre dans le canal à la vitesse V, ce qui entraîne un champ électrique induit E × B. Ce dernier produit un courant électrique dans le gaz, qui circule à travers des charges externes, représentées. Une partie de l'énergie cinétique du gaz peut être convertie en électricité. Cela se traduit par un ralentissement du gaz. Le système composé de la vitesse, du champ électrique et de la force de Lorentz résultante est illustré ci-dessous :
Champ électrique et champ de force de Lorentz dans un générateur MHD.
La force de Lorentz obéit à la « règle des trois doigts » :
Cette première idée est très importante. En effet, nous voyons que l'accélérateur MHD ralentit un fluide supersonique. Si convenablement géré, nous pouvons imaginer que les paramètres du fluide peuvent être modifiés de manière « douce », sans naissance d'onde de choc. C'est là l'idée clé du concept de vol hypersonique, comme nous le verrons plus loin. Ensuite, nous montrons le motif caractéristique des lignes de Mach dans un générateur MHD. L'angle de Mach varie continûment et aucune onde de choc ne se produit.
Modification sans onde de choc du système des lignes de Mach, due à l'action de la force de Lorentz
Il s'agit d'une idée très simple, mais elle a été considérée comme top secret pendant très longtemps dans le monde entier. D'un autre côté, un convertisseur MHD peut être utilisé comme accélérateur. Pour cela, il suffit d'injecter de l'énergie électrique afin d'inverser le courant électrique et obtenir des forces de Lorentz accélératrices. Ainsi, nous pouvons modifier la valeur locale de l'angle de Mach. Dans mon laboratoire, en 1967, nous avons obtenu des accélérations très impressionnantes sur des distances très courtes.
Le gaz entre dans le canal par la gauche et les forces de Lorentz l'accélèrent.
Montrons que ce n'était pas un rêve. Voici mon laboratoire MHD des années 60 à l'Institut de Mécanique des Fluides de Marseille, France.
Mon laboratoire MHD des années 60. Devant : électrodes. À gauche, un oscilloscope à lampes à vide Tektronix ancien. En dessous : le convertisseur de Faraday avec ses bobines suspendues. En outre, un « ignitron » utilisé pour commuter le courant électrique de 50 000 ampères produit par une banque de condensateurs.
Il s'agissait d'une « soufflerie à courte durée » basée sur un « tube à choc ». Un écoulement d'argon entraîné par un choc (200 microsecondes) était poussé dans une soufflerie à section constante de 6 mètres de long. Le gaz était déplacé et comprimé (pression après compression : 1 bar). Le gaz était chauffé jusqu'à 10 000 °K, ce qui fournissait une très bonne conductivité électrique (3000 mhos/m). La vitesse du gaz à l'entrée du canal MHD était de 2 750 m/s. Ce dernier mesurait 10 cm de long. Lors des expériences d'accélération, la vitesse d'éjection atteignait 8 000 m/s, ce qui démontrait l'efficacité extraordinaire des forces de Lorentz pour accélérer avec un champ magnétique élevé (2 teslas) et des densités de courant électrique très élevées. Ensuite, l'efficacité classique de la MHD :
Efficacité MHD. J est la densité de courant électrique, B est le champ magnétique, L est une longueur caractéristique, ci-dessous : la densité de masse et v la vitesse.
Au début des années 80, un ingénieur français, Bertrand Lebrun, a commencé un doctorat avec moi. J'ai défini l'idée de base du vol supersonique sans onde de choc. Il s'agissait d'une recherche civile, mais nous savons que des recherches similaires étaient menées secrètement au célèbre Laboratoire Lawrence Livermore, en Californie, au même moment. Nous avons déjà présenté le motif général des lignes de Mach associées à l'écoulement supersonique théorique autour d'une aile plane. Nous avons vu que nous pouvions modifier la valeur locale de l'angle de Mach par un choix approprié du champ de force de Lorentz. Par exemple, nous pouvons accélérer l'écoulement autour du bord d'attaque en utilisant un champ magnétique transverse et deux électrodes murales, comme suit :
Électrodes d'accélération, au voisinage du bord d'attaque
Ensuite, le champ de force de Lorentz correspondant :
Champ de force de Lorentz
Avec un tel dispositif, il était possible d'annuler l'onde de choc frontale au voisinage d'un bord d'attaque aigu, ce qui montrait qu'un système d'ondes de choc pouvait être évité. Cela a profondément transformé le problème du vol hypersonique. Le nouveau but était d'annuler les ondes de choc autour d'une aile plane, ce qui impliquait de maintenir les lignes de Mach parallèles :
Thèse de Lebrun : l'objectif
Trois paires d'électrodes murales ont été disposées sur le modèle d'aile plane :
Thèse de doctorat de Lebrun (1987)
Haut : motif idéalisé des lignes caractéristiques (lignes de Mach ou surfaces de Mach). Si un champ de force de Lorentz convenable pouvait être appliqué autour du modèle, on s'attendait à ce qu'un phénomène de focalisation des lignes caractéristiques soit évité. Cela a été démontré par des calculs informatiques et présenté à plusieurs congrès internationaux de MHD (Tsukuba, Japon, Pékin, Chine, voir bibliographie et articles cités). Le motif général des lignes de Mach devient le suivant :
Thèse de Lebrun. Lignes caractéristiques.
Ce travail a été réalisé dans un laboratoire civil, mais nous savons que, parallèlement, les Américains faisaient la même chose dans un secret absolu. En France, les autorités étaient terrifiées à l'idée que de tels résultats puissent révéler la nature extraterrestre des OVNIs, et elles ont été folles de colère. Toute recherche civile a été arrêtée. L'armée a tenté de poursuivre cette recherche dans ses laboratoires secrets, pour son propre compte, mais elle a échoué en raison de son manque de connaissances. Pendant ce temps, les projets américains ont connu une accélération très forte. Des recherches parallèles ont été intensivement menées sur les torpilles et la propulsion sous-marine. Pour ne pas troubler l'esprit du lecteur, nous en parlerons plus tard.
Bibliographie :
(1) J.P. Petit : « Le vol supersonique est-il possible ? » Huitième Conférence internationale sur la production d'électricité par MHD. Moscou, 1983.
(2) J.P. Petit & B. Lebrun : « Annulation des ondes de choc dans un gaz par l'action de la force de Lorentz ». Neuvième Conférence internationale sur la production d'électricité par MHD. Tsukuba, Japon, 1986.
(3) B. Lebrun & J.P. Petit : « Annulation des ondes de choc par action MHD dans les écoulements supersoniques. Analyse quasi-unidimensionnelle stationnaire et blocage thermique ». Journal européen de mécanique, B/Fluides, 8, n°2, pp.163-178, 1989.
(4) B. Lebrun & J.P. Petit : « Annulation des ondes de choc par action MHD dans les écoulements supersoniques. Analyse stationnaire bidimensionnelle non isentropique. Critère anti-choc, et simulations de tubes à choc pour les écoulements isentropiques ». Journal européen de mécanique, B/Fluides, 8, pp.307-326, 1989.
(5) B. Lebrun : « Approche théorique de la suppression des ondes de choc se formant autour d'un obstacle effilé placé dans un écoulement d'argon ionisé ». Thèse d'Énergétique n° 233. Université de Poitiers, France, 1990.
(6) B. Lebrun & J.P. Petit : « Analyse théorique de l'annulation des ondes de choc par un champ de force de Lorentz ». Symposium international de MHD, Pékin, 1990.
Version originale (anglais)
MHD et annulation des ondes de choc
Annex 1 : MHD
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1 - Generality about the shock wave cancellation concept
This was introduced in the begining of the seventies. Then the US government understood that MHD could play an important role in future military projects. At the same time the US scientists undestood the MHD had something to do with hypersonic flight. They decided to desinform people. Officially, in USA, MHD was abandonned. Civil MHD got starving. Big industrial projects were abandonned. But, at the same time, an intensive effort began, in full secrecey, about military MHD. This was discovered very recently (2001). The reader if free to believe or not to believe this. We were told about what happenend in US between 1970 and the present days by top level American scientists involved in secret black programs, concentrated in area 51. The only argument about this is based on scientic grounds. Even now, people ignore many very important features about MHD applied to supersonic gas flows, which made possible a fantastic and fundamental breakthrough in USA in the middle of the seventies. Thirty years after American master the world with advanced technologies in many (military) fields, including long duration hypersonic flight, up to Mach 12.
I don't know who will read this annex, whose reading requires advanced knowledge in supersonic flui mechanics, characteristic theory and MHD. A very good book was published in 1967, entitled "Engineering Magnetohydrodynamics"; Sutton and Sherman, Mac Graw Hill Books Company.
Let us present some basic concepts.
In a supersonic flow we may consider "Mach Lines" :
**Mach lines (or Mach surfaces) in a superonic flow **
The angle of such Mach line depends on the local value of the velocity.
Impact of the velocity rising of the Mach angle
If we consider a supersonic flow, Mach lines, "characteristic lines" are real. They map the flow. Next, a 2d supersonic test nozzle (supersonic wind tunnel).
In the convergent section the fluid is in subsonic condition. From a mathematical point of view the characheristic lines, (the Mach surfaces) are imaginary. The velocity of the sound is reached at the throat of the nozzle. Then the Mach surfaces become real. We can figure it :
**Evolution of Mach surfaces, or Mach lines in a supersonic nozzle. **
In the nozzle the velocity grows continuously. At the same time the Mach angle decreases (it is equal to 90° at the throat section). It corresponds to the "natural variation" of the Mach surfaces system, due to the expansion of a supersonic flow.
Now, consider a 2d supersonic flow around a flat wing. We may compute the theoretical Mach lines system, through characteristic theory:
Theoretical characteristic lines around a flat wing imbeded in a supersonic gas flow.
This is not physical. That's "pure mathematics" (a solution of a "characteristic system). It shows how the caracteristic surface collide, accumulate in some place. They are elementary pressure variation characteristic surfaces. In the middle of the flow we see a classical expansion fan, were the pressure gets lower and were the gaz is accelerated. But in another regions wee see how the Mach surfaces accumulate and tend to give attached shock waves. The next figure corresponds to really physical solution, with subsequent attached shock waves :
**Physical conditions with attached oblic plane shock waves. **
Next : these flat attached shock waves.
Next, these flat waves, plus flow lines.
If the leading edge is sharp the front waves are attached. Se detail :
Attached front shoch wave at the vicinity of the leading edge of a flat wing
If the leading edge is blunt the situation is somewhat different. The shock looks like a bow.
**Shock wave at a blunt leading edge. **
From a classical point of view these shock waves cannot be avoided. The corresopond to pressure en temperature jumps. When the Mach number becomes higher that 3 material cannot stand the heat flux and gets vaporised. In "scramjets" one cools the leading edge with liquid hydrogen and oxygen, which makes possible to achieve short duration Mach 5-6 flight.But hypersonic flight (Mach 12) is considered as impossible, on technological grounds. In 1947 the ufo phenomenon arose a stange question : is it possible to achieve such hight Mach number flights ? In Roswell Americans gor the crashed machine, which proved immediatly two things :
-
Ufos were definitively real
-
The came from othe planetary systems.
It was decided to keep a full secrecy about that. An intense and active policy of dinsinformation was build up in USA, which is still in action. Nasa, for example, in its official website explains that ufos are nothing but an illusion, almost 50 years after. It took time to American to undestand that MHD was the key, the master word of the hypersonic (and silent) flight. The silent flight of ufos showed that shock waves (and turbulence) were avoided. To illustrate that we shall refer to the author's personal works (extending during the sixties and seventies). This research was done with quite modest lab's equipment, compared to the huge US effort, hidden in underground area 51 plants. But this will be enough to show the basic ideas. On the newt figure a "Faraday MHD linear convertor' with its MHD channel and its two coils.
Faraday MHD convertor
If we remove the two coils we get that :
Faraday channel (the coils have been removed)
Here the convertor acts as a MHD generator. The supersonic flow enters the channel at velocity V, which goes with an induced electric field E x B . This last produces an electric current in the gaz, which loops through external loads, showed. A part ot the kinetic energy of the gas can be converted into electricity. This goes with the slowing down of the gaz. The system of Velocity, Electric Field and subsequent Lorentz force is shown next :
Electric field and Lorentz force field in a MHD generator.
The Lorentz force obeys the "three fingers' rule" :
This first idea is very important. In effect we see that a MHD accelerator slows down a supersonic fluid. If conveniently managed we can imagine that the fluid parameters can be modified is a "soft way", without shock wave birth. That is the key idea of the hypersonic flight concept, as will be shown further. Next we shows the characteristic pattern of Mach lines in a MHD generator. The Mach angle changes continuously and no shock occurs.
Shockless modification of the Mach lines system, due to Lorentz force action
This is a very simple idea, but it was considered as top secret during a very long time over all the world. On another hand, a MHD convertor can be used as an accelerator. To do that we just inject electric power in order to inverse the electric current ans get accelerating Lorentz forces. Then we can modify the local value of the Mach angle. In my lab, in 1967 we got very impressive accelerations along very small lenght.
**The gaz enters the channel on the left and Lorentz forces accelerates it. **
Let us show that this was not a dream. Next, my MHD lab in the sixties at the Instutut de Mécanique des Fluides de Mareseille, France. .
**My MHD lab in the sixties. Front : electrodes. Left, an old Tektronix vacuum lamps oscilloscope. Below : the Faraday convertor with
hung coils. Besides, an "ignitron" used to commute the 50,000 amperes electric current produced by a capacitor bank. **
If was a "short duraction wind tunnel" based on a "shock tube". A shock driven argon flow (200 microseconds) was pushed in a 6 meters long constant area wind tunnel. The gaz was moved and compressed (pressure after compression : one bar). The gaz was heated up to 10,000°K, whick provided a very good electrical conductivity (3000 mhos/m). The velocity of the gaz, at the entrance of the MHD channel was 2,750 m/s. This last was 10 cm long. When carrying up acceleration experiments the exhaust velocity reached 8,000 m/s, which demonstrated the extraordinary efficiency of Lorentz forces accelerating power with high magnetic field strenght (2 teslas) and high electrical current densities. Next, the classical MHD efficiency :
**MHD efficiency. J is the electric current density, B is the magnetic field, L is a characteristic lenght, below : the mass density and v the velocity. **
At the begining of the eighties a french engineer, Betrand Lebrun, started a phd with me. I defined the basic idea of the shockless supersonic flight. This was a civilian research but we know that similat reasearch was carried in secrecey in the famous Lawrence Livermore Laboratory, California, at the same time. We have already presented the general pattern of Mach lines, associated to the theoretical supersonic flow around some flat wing. We have seen that we could change the local value of the Mach angle by a subsequent choice of a convenient Lorentz force Field. For example we can accelerate the flow around the leading edge, using a transverse magnetic field and two wall electrodes, as following :
Accelerating electrodes, at the vicinity of the leading edge
Next, the subsequent Lorentz force field :
Lorentz force field
With such device it was possible to cancel the front shock wave at the vicinity ot a sharp leading edge which showed that a shock system could be avoided. This changed drastically the problem of the hypersonic flight. Now the goal was to cancel and shock around a flat wing, wich implied to keep the Mach lines parallel :
Lebrun Phd : the goal
Three couples of wall electrodes were arranged od the flat wing model :
Lebrun Phd thesis (1987)
Up : the idealiazed characteristic lines pattern (Mach lines of Mach surfaces). If a convenient Lorentz force field could be applied around the model it was expected that une characteristic line focussing phenomenon could be avoided. This was shown through computer calculations and presented at several international MHD meetings (Tsukuba, Japan, Pekin, China, see bibliography and mentioned papers). The general pattern of Mach lines becomes the following :
**Lebrun Phd thesis. Characteristic lines. **
This work was done in a civilian laboratory but we know that at the same time american did the same stuff is high level of secrecy. In France the officials were deadly scared that such results could evidence the extraterrestrial nature of ufos and the became mad at it. All the civilian research was ended. The military tried to continue this research in their secret labs, for their own, bu they failed, due to their lack of knowledge. During thing time the US projects experienced a very strong acceleration. Parallel research was intensively carried, about torpedos and submarine propulsion. To avoid to confuse the mind of the reader we will talk about that further.
Bibliography :
(1) **J.P.Petit **: "Is supersonic flight possible ?" Eigth Inter. Conf. on MHD Electr. Power Generation. Moscow 1983.
(2) J.P.Petit & B.Lebrun : "Shock wave cancellation in a gas by Lorentz force action". Ninth Inter. Conf. On MHD Electr. Power Generation. Tsukuba, Japan, 1986
(3) B.Lebrun & J.P.Petit : "Shock wave annihilation by MHD action in supersonic flows. Quasi-one dimensional steady analysis and thermal blockage". European Journal of Mechanics; B/Fluids, 8 , n°2, pp.163-178, 1989
(4) **B.Lebrun & J.P.Petit **: "Shock wave annihilation by MHD action in supersonic flows. Two-dimensional steady non-isentropic analysis. Anti-shock criterion, and shock tube simulations for isentropic flows". European Journal of Mechanics, B/Fluids, 8 , pp.307-326, 1989
(5) B.Lebrun : "Approche théorique de la suppression des ondes de choc se formant autour d'un obstacle effilé placé dans un écoulement d'argon ionisé. Thèse d'Energétique n° 233. Université de Poitiers, France, 1990.
(6) **B.Lebrun & J.P.Petit **: "Theoretical analysis of shock wave anihilation by lorentz force field". International MHD symposium, Pékin 1990.