Experimental study of magnetohydrodynamic power generation system in arc heater
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摘要: 针对航天器未来空间飞行任务对大功率电源的迫切需求，开展了基于电弧加热的高温气体磁流体（MHD）发电地面试验研究。利用长分段电弧加热器加热氩气试验工质，模拟MHD发电所需的温度和压力条件，通过注入铯种子的方式提高试验工质的电导率，成功进行了直通式和盘式MHD发电地面试验：在磁场强度1 T试验条件下，直通式发电机最大输出发电功率达到196 W；在磁场强度7 T试验条件下，盘式发电机最大输出发电功率达到10.5 kW。本研究工作验证了磁流体发电技术的前景，为更高功率的磁流体发电机研究及空间应用奠定了基础。Abstract: The high power electric propulsion and energy system is in urgent demand for the next generation space exploration. This paper presents ground-based tests on the high-temperature magnetohydrodynamic(MHD) power generation system by utilizing arc heater. The required temperature and pressure conditions for power generation are provided by the arcjet and the conductivity of the testing gas is improved by injecting the seeding cesium. Linear and disk MHD power generation is successfully carried out respectively:the maximum output power of the linear MHD power generator reaches 196 W under the test condition of 1 T magnetic-field intensity, and the maximum output power of the disc generator reaches 10.5 kW under the test condition of 7 T magnetic-field intensity. It demonstrates the prospect of the MHD power generation technology and lays foundations for the research of the higher power MHD generator and space application.
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0 引 言
飞行器超声速飞行时，表面波系在传播过程中会相互干扰，并最终汇集为2道较强的激波，即包覆头部的前激波和尾随飞行器的后激波。当这2道激波传播至地面时，人耳等会感知到2声雷鸣般的巨响，即“声爆”。第一代超声速客机“协和号”[1]于20世纪70年代正式投入商业运营，迄今已近50年，期间人们对超声速客机的研究从未间断。遗憾的是，至今为止仍没有新一代超声速客机问世。其中一个重要原因就是声爆问题。声爆带来的巨大噪声严重影响人们的工作、生活，甚至对地面建筑物造成破坏[2]，因此，很多国家禁止民用飞行器陆上超声速飞行。可以说，低声爆设计是新一代超声速客机发展必须解决的关键问题[3-4]。
风洞试验是声爆研究的重要手段。早期声爆研究主要进行远场声爆测量，研究声爆产生机理和传播规律，对模型尺度和外形模拟要求较低。随着声爆传播理论和数值模拟方法的发展，近场声爆测量凭借模型尺寸大、模型结构模拟精细、信噪比高和测力测压同步等优点逐渐成为声爆测量的主要方式。
近场空间压力分布是飞行器近场声爆特征的主要表征形式，反映了模型产生的波系对无干扰近场空间压力分布的影响，属于弱信号范畴，通常量值不超过1 kPa，只能采用静压敏感的声爆感受装置测量。
美国等世界航空强国经过数十年研究发展，研制了20余种探针和3种测压轨等声爆感受装置，形成了较为完整的声爆测量试验技术体系。其中，以无反射测压轨为代表的测量设备和以空间平均法为代表的数据处理技术共同构成了目前声爆测量风洞试验的框架。成熟技术固然可以更快地实现工程化应用，但原理性研究同样能使人们更好地认识成熟技术的本质并在此基础上不断创新。
目前，声爆测量试验装置主要分为单点测量装置和并行测量装置。其中，单点测量装置基本构型为探针，基于不同的外形、测压孔布置等，衍生出两孔静压探针、四孔静压探针等多种构型[5-12]。单点测量装置的优点是对空间流场干扰小，测量结果可靠性高，试验结果直观；但缺点是试验效率低，获得一条完整的声爆特征信号曲线往往需要风洞连续运行数十分钟。并行测量装置以全反射测压板和不同反射因子的测压轨[13-18]为代表，优点是包含大量测压点，可以实现模型完整声爆信号的同步测量，试验效率高；但缺点是装置体积相对较大，装置及其产生的波系会对模型近场空间压力分布产生影响，这些影响只有部分可通过复杂的试验方法和数据处理减小或消除。对于中小型风洞，目前常用的无反射测压轨并行测量装置会导致模型试验区很小，且干扰处理复杂，难以获得可靠结果，而单点静压探针尺寸小，能够获得更大的模型试验区，且对空间流场干扰小，易于获得可靠的结果，是相对更合适的测量装置。
国外比较成熟的声爆测量技术均依托于连续式风洞。目前国内超声速风洞均为暂冲式，基于连续式风洞的声爆测量试验技术的可移植性、暂冲式风洞声爆测量试验可能面临的问题及相应解决方法等均需通过试验研究和检验[18]。本文依托中国空气动力研究与发展中心（以下简称“气动中心”）0.6 m暂冲式跨超声速风洞，建立双运动系统声爆测量装置，利用单点静压探针开展声爆测量试验，并基于测试结果分析声爆传播规律，以验证在暂冲式风洞中开展声爆测量试验的可行性。
1 试验设备与仪器
1.1 风洞设备
声爆测量试验在气动中心0.6 m暂冲式跨超声速风洞（FL−23，图1）中开展。该风洞是一座直流暂冲式风洞，试验马赫数Ma范围为0.4～4.5，超声速试验段尺寸为2.5 m（长）× 0.6 m（宽）× 0.6 m（高），四壁均为实壁。
利用风洞迎角机构实现背景压力测量。迎角机构由上下2套独立运行装置构成，上机构可远程控制实现轴向（x轴）和迎角方向（z轴）的运动，下机构可远程控制实现轴向、高度方向（y轴）和迎角方向的运动。
1.2 试验模型和测量装置
声爆测量试验装置包括试验模型和测量装置。试验模型包括锥柱体模型、尾支杆、高度调节装置和上支架等部件，测量装置包括静压探针、测压耙、尾支杆和下支架等部件。试验布置如图2所示。
1.2.1 试验模型
试验模型采用简单外形的锥柱体（图3），其头部激波演化规律与典型超声速客机类似，相同外形曾在美国兰利中心4 ft × 4 ft（1 ft = 0.3048 m）风洞中开展试验[9]，试验结果可以作为本文研究的对比数据。模型全长l为101.6 mm，锥段长为50.8 mm，半锥角为6.44°。
如图4所示，模型通过尾支杆与过渡法兰连接，利用过渡法兰上沿高度方向设置的定位孔与上支架连接，实现模型高度调节；上支架与风洞上迎角机构连接，实现模型的轴向运动和迎角变化。
1.2.2 测量装置
采用针状静压探针测量声爆的近场压力分布。如图5所示，探针外形为针状，半锥角为1°。在与探针顶点轴向距离48 mm处沿周向均匀布置4个直径为0.3 mm的测压孔，4个测压孔通过探针中心管道合并为1路管道进行压力测量。
试验采用4根外形一致的探针，3根测量探针用于模型近场压力的测量，1根参考探针用于无干扰来流的参考压力测量。3根测量探针沿水平方向布置，中间探针的轴线位于模型航迹线正下方，用于模型航迹线的声爆测量，其余2根探针用于模型非航迹线的声爆测量。测压耙通过尾支杆与风洞下迎角机构连接，实现测量探针沿轴向、高度方向的调节和迎角的调节，如图6所示。参考探针安装在风洞侧壁，处于风洞壁面边界层外。
2 试验方法
2.1 试验方法
探针声爆测量试验常用方法有模型移动法和探针移动法，如图7所示。模型移动法固定测量探针位置，通过模型轴线运动使测量探针获得模型声爆信号；探针移动法固定模型位置，通过测量探针轴线移动获得模型声爆信号。
分别采用上述2种方法获得声爆试验结果，并进行了对比分析。试验测得的声爆特征信号采用过压率${{{\Delta }}p}/{p}$表征，其定义如下：
$$ \frac{{{{\Delta }}p}}{p} = \frac{{{p_{{\text{model}}}} - {p_{\text{s}}}}}{{{p_{\text{s}}}}} $$ (1) 式中：$ {p_{{\text{model}}}} $为测量探针处于模型声爆信号影响区内时的静压；$ {p_{\text{s}}} $为参考压力，即该位置的风洞背景压力。
针对无法同时获得某一测量位置$ {p_{{\text{model}}}} $和$ {p_{\text{s}}} $的情况，在风洞试验时，选择风洞中流场均匀性好且不在模型声爆信号影响区的某一位置压力$ {p_{\text{w}}} $（对应本文参考探针压力），并通过数据处理，间接得到模型声爆对应的过压率。数据处理方法如下：
$$ \begin{split} \frac{\Delta p}{p}&=\frac{{p}_{\text{model}}-{p}_{\text{s}}}{{p}_{\text{s}}}=\frac{{p}_{\text{w}}}{{p}_{\text{s}}}\left(\frac{{p}_{\text{model}}-{p}_{\text{s}}}{{p}_{\text{w}}}\right)\\ &=\frac{{p}_{\text{w}}}{{p}_{\text{s}}}\left(\frac{{p}_{\text{model}}-{p}_{\text{w}}}{{p}_{\text{w}}}-\frac{{p}_{\text{s}}-{p}_{\text{w}}}{{p}_{\text{w}}}\right)\\ &=\frac{{p}_{\text{w}}}{{p}_{\text{s}}}\left[{\left(\frac{\Delta p}{p}\right)}_{\text{measured}}-{\left(\frac{\Delta p}{p}\right)}_{\text{measured}\text{，}\text{0}}\right]\end{split} $$ (2) $$ {p}_{\text{s}}={p}_{\text{w}}\left[1 + {\left(\frac{\text{Δ}p}{p}\right)}_{\text{measured}\text{，}\text{0}}\right] $$ (3) 式中：${\left( {{{{\Delta }}p}/{p}} \right)_{{\text{measured}}}}$为位于模型声爆信号影响区之内某一测量位置x的实测过压率；${\left({\text{Δ}p}/{p}\right)}_{\text{measured}，\text{0}}$为测量探针处于模型声爆信号影响区之外时的实测过压率。
2.2 可靠性验证
为保证试验数据的可靠性，在声爆测量试验前进行了全系统可靠性验证。可靠性验证主要分为3部分：一是重复性试验，验证风洞总压控制和近场压力测量系统的稳定性；二是基于总压排架和针状静压探针的风洞背景压力分布测量结果对比，以验证针状静压探针测量结果的可靠性；三是壁面反射干扰验证。
2.2.1 重复性试验
图8为Ma = 1.5时，采用探针移动法获得的背景压力分布重复性试验结果。可以看出，5次试验探针的压力差量小于100 Pa，大部分位置测量值偏差在50 Pa以内，表明系统稳定性良好。
2.2.2 风洞背景压力分布对比
图9为Ma = 1.5时采用静压探针和十字总压排架测得的风洞轴线马赫数分布结果对比。静压探针和总压排架测量结果反映的马赫数沿风洞轴线分布规律一致，即静压探针测量具有较好的准确性。x/l ＜ 3.0区域位于风洞第一菱形区内，马赫数量值差异较小；x/l ≥ 3.0区域马赫数量值差异稍大，原因是该区域流场分布会受到喷管与试验段相对位置变化的影响，而基于总压排架的测量结果来自于2年前的流场校测试验，喷管与试验段相对位置难以保证。
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图 9 基于静压探针和总压排架的风洞轴线马赫数分布结果（Ma = 1.5）Fig. 9 Results of Mach number distribution in wind tunnel axis measured by probe and bent（Ma = 1.5）2.2.3 壁面反射干扰验证
FL−23风洞壁面边界层厚度小于50 mm，探针与壁面最小距离为96 mm，按Ma = 1.5的马赫角换算，探针头波经壁面反射后的影响区在探针顶点下游约90 mm，而测压孔位于探针顶点下游48 mm，理论上壁面反射不会对探针测量产生影响。
图10为测量探针与下壁板距离h为96.0、197.6、248.4 mm时的轴向压力测量结果。在x/l分别为0.98、1.77和2.95时，喷管和试验段接口产生的波系传播到相应高度位置，引起了压力突变。除此之外，随着探针与下壁板距离减小，探针测值没有明显差异，表明探针未受到头波壁面反射的干扰。
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图 10 测量探针压力测量结果（Ma = 1.5）Fig. 10 Results of pressure measured by survey probe（Ma = 1.5）综上，包含风洞控制系统和声爆测量系统在内的各系统可靠性较好，具备开展本项研究的条件。
3 试验结果分析
影响声爆测量风洞试验的因素很多，本文重点针对试验方法、声爆传播和背景压力分布等开展研究，评估其对声爆测量试验数据质量的影响。
3.1 试验方法对声爆信号测量的影响
表1为Ma = 1.5和2.0时采用模型移动法和探针移动法得到的压力测量结果。以喷管出口截面位置作为轴向位置零位，顺气流方向为正方向。
表 1 相同空间位置的压力测量结果Table 1 Results of pressure measured in same spatial positionsMa 模型轴向
位置/mm探针轴向
位置/mm总压/Pa 测量探针测值/Pa 参考探针测值/Pa 模型移动法 探针移动法 差量 模型移动法 探针移动法 差量 模型移动法 探针移动法 差量 1.5 −20 135 139939 139925 14 38839 38866 −27 39068 39032 36 2.0 −20 250 184926 184928 −2 22722 22735 −13 23145 23145 0 从表1可以看出，模型相同、探针空间位置相同时，模型移动法和探针移动法的测量结果差异很小，表明同一马赫数条件下，2次试验的工况一致，模型近场压力测量结果反映的是2种试验方法对测量结果的影响。
图11为h/l = 1.0、Ma = 1.5和2.0时，采用2种试验方法获得的模型近场压力测量结果与CFD计算结果（自由流计算）；为使曲线正峰值与负峰值连线中的0值对应横坐标为0，将曲线平移，得到的新横坐标为Δx。需要说明的是，CFD计算结果仅基于锥柱体模型本身获得，而试验时存在锥柱体模型与尾支杆产生波系的相互干扰，可能会对锥柱过渡段的膨胀波产生影响。考虑到锥柱体模型头部激波产生的声爆信号更具有代表性，因此以最大正过压率和与模型压缩、膨胀对应的过压率斜率为对比对象。
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图 11 锥柱体模型风洞测量结果与CFD计算结果（h/l = 1.0）Fig. 11 Wind tunnel results compared with CFD calculation of cone cylinder model（h/l = 1.0）从图11可以看出，相较于探针移动法，模型移动法获得的测量结果与CFD计算结果吻合更好，主要原因是风洞背景压力分布存在差异，而探针移动法受背景压力变化影响更大。
超声速风洞中背景压力变化本质上是风洞中各种波系的反映，其对声爆信号的影响主要通过以下2种形式表现：一是通过波系间的相交及反射，在模型波系产生和传播过程中对波系强度和方向产生影响；二是波系直接作用在测量探针表面，形成激波边界层干扰，从而影响声爆信号的获取。这些影响在数据上则表现为过压率峰值和峰峰值间轴向距离的改变。
可以从模型波系传播机理分析探针移动法受背景压力分布影响更大的原因。对于模型移动法，由于测量探针始终处于固定位置，模型从头部至尾部每个等效面积[5-6,9]截面产生的波系均需通过模型轴向移动改变其传播至测量探针所在平面的轴向位置，当该位置与测量探针测压孔位置对应时，波系产生的声爆信号被获取。锥柱体外形连续变化，即相邻截面对应的等效面积连续变化，使得等效面积截面间波系传播的马赫角变化较小，又均需通过同一测压孔，则可以认为声爆信号的每个数据点对应的波系在由模型向测量探针传播过程中经过的风洞空间是一个相对集中的区域（图7（a）中模型前位时尾部波系与模型后位时头部波系之间的区域）。一方面，相对集中区域内的背景压力分布均匀性相对更好；另一方面，相同的背景压力对波系的影响较为一致，易于通过数据后处理修正。
而对于探针移动法，虽然模型空间位置固定，但每个等效面积截面分布于整个模型长度区间内，此区间长度大于模型移动法中模型完整等效面积截面波系被测量探针感受到时的轴向位置区间长度，更长的轴向区间意味着可能存在更大的背景压力变化。另外，测量探针需通过轴向移动使模型每个等效面积截面产生的波系扫过测压孔，为了获得模型完整的声爆信号，测量探针至少需沿轴向移动一个完整的模型长度。如果考虑由于折转角变化导致的波系传播位置变化，该轴向移动区间可能更长，这意味着整个试验过程中测量探针所处位置的背景压力变化更大。因此，采用探针移动法时，模型声爆信号的每个数据点对应的波系在由模型向测量探针传播过程中经过的风洞空间更大（图7（b）中模型头部波系与尾部波系之间的区域），即声爆信号测量受风洞背景压力分布的影响更大。
图12为测试区域风洞背景压力波动量，Ma = 1.5时，最大波动量约为500 Pa；Ma = 2.0时，最大波动量约为300 Pa。背景压力波动会导致过压率测量结果产生突变，个别区域的过压率甚至超过了模型头部激波产生的最大过压率。图12一方面说明了背景压力变化对声爆信号测量的影响，另一方面也解释了Ma = 2.0时基于探针移动法的声爆信号测量结果优于Ma = 1.5时的原因。
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图 12 风洞背景压力分布（h/l = 1.0）Fig. 12 Background pressure distribution in wind tunnel（h/l = 1.0）因此，在无法改善风洞背景压力分布的情况下，模型移动法能够获得相对较好的测量结果，是一种更适合声爆近场压力测量的试验方法。
3.2 声爆信号传播规律分析
图13为Ma = 1.5，h/l = 1.0、1.5、2.5和4.0时，模型和测量探针在风洞中的位置关系示意图。图14为Ma = 1.5时锥柱体模型的近场压力信号测量结果。
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图 13 测量探针空间位置示意图Fig. 13 Schematic of survey probe spatial position with different h/l value![]()
图 14 锥柱体模型近场压力信号风洞试验结果（Ma = 1.5，h/l = 1.0、1.5、2.5、4.0）Fig. 14 Wind tunnel results of near field pressure signatures of cone cylinder model （Ma = 1.5, h/l = 1.0, 1.5, 2.5, 4.0）从图14可以看出：对应模型头部激波的过压率正峰值随传播距离增大逐渐减小，这与激波传播过程中强度逐渐衰减的预期规律一致；正峰值与负峰值之间的间距随传播距离增大而增大，表明模型头部激波与锥柱过渡段产生的膨胀波之间覆盖的轴向距离增大，主要原因是激波和膨胀波的折转角不同，随着传播距离的增大，二者轴向间距逐渐增大。
利用基于修正线化理论的近场信号外插法将所有试验结果外插至h/l = 5.0状态。图15为Ma = 1.5的结果，为了便于对比，将NASA 兰利研究中心4 ft × 4 ft风洞试验结果[9]也纳入图中。
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图 15 锥柱体模型近场压力信号外插结果（Ma = 1.5, h/l = 5.0）Fig. 15 Interpolation results of near field pressure signatures of cone cylinder model（Ma = 1.5, h/l = 5.0）可以看出：无论是测量探针开始感受到模型头部激波的轴向位置、模型头部激波对应的过压率峰值、锥柱过渡段膨胀波对应的过压率负峰值，还是峰峰值间的过压率斜率参数，h/l = 1.0和1.5的结果都与NASA风洞试验结果一致性较好；当h/l = 2.5时，模型头部激波影响区的过压率变化曲线规律和负峰值量值与NASA风洞试验结果存在一定差异；h/l = 4.0的结果与NASA风洞试验结果差异最大，尤其是正峰值量值，几乎存在量级差异。
相较于其他试验状态，h/l = 4.0时，模型更接近试验段上壁板边界层（图13），其产生的波系尤其是头部激波可能与边界层产生相互干扰，进而影响模型波系结构。h/l = 2.5时，对应模型高度位置与h/l = 1.0和1.5时相同，但测量探针处于第一菱形区之外（图13），模型波系在向测量探针位置传播过程中与第一菱形区边界激波产生相互作用，可能导致其原有波系结构改变。
综上，将模型和测量探针同时置于同一流场均匀区（第一菱形区）内并保持空间位置合适，避免来自风洞的强波系和波系反射对声爆传播的影响，能够获得更好的测量结果。
3.3 背景压力影响研究
图16为Ma = 2.0、h/l = 2.5时的风洞背景压力分布，从中选取x/ l = 4.63、4.92和5.02 作为测量探针固定位置进行声爆测量。表2为3个位置的背景压力，三者背景压力最大偏差1877 Pa。自由流静压约为23125 Pa。Ma = 2.0、h/l = 2.5时，模型的过压率峰值约0.03（图17），换算为对应的压力值约690 Pa，远小于测量探针3个位置间的背景压力差异。因此，可将测量探针在3个位置获得的模型声爆测量结果差异归因于背景压力的影响。
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图 16 不同高度位置测量探针测得的沿轴向背景压力分布（Ma = 2.0，h/l = 2.5）Fig. 16 Wind tunnel background pressure distribution results when survey probe in different longitudinal positions（Ma = 2.0, h/l = 2.5）表 2 不同空间位置背景压力测量结果Table 2 Background pressure results in different spatial positionsx/l 压力/Pa 4.63 24916 4.92 23764 5.02 23039 ![]()
图 17 测量探针处于不同空间位置时的近场压力测量试验结果（Ma = 2.0，h/l = 2.5）Fig. 17 Results of near field pressure signatures of cone cylinder model measured by survey probe in different spatial positions（Ma = 2.0, h/l = 2.5）图17为测量探针位于上述3个位置时的模型声爆测量结果及对应的参考压力测量结果。需要说明的是，为了保证测量探针在不同空间位置时均能够实现完整声爆信号的测量，不同试验车次的模型高度位置没有改变，但其轴向移动区间进行了调整。考虑到模型始终处于第一菱形区内沿轴线移动距离最大不超过40 mm，可以认为试验模型轴向移动区间调整不会对最终研究结果产生决定性影响。
由图17（a）可以看出：3条曲线整体变化规律相似，开始感受到头部激波影响时对应的轴向位置（Δx/l = −0.45）基本一致，但随后的过压率增长趋势、正峰值对应轴向位置和正峰值量值均存在一定差异，尤其是x/l = 4.92对应的过压率峰值与其他2个位置对应结果差异最为明显，偏差量约20%。而图17（b）的3次试验参考压力最大偏差量不超过30 Pa（对应的无量纲系数为0.001）。FL−23风洞采用固块喷管，3次试验的风洞流场环境一致，因此图17（a）反映的声爆测量结果差异极有可能是受测量探针所处空间位置背景压力分布的影响。在超声速试验环境中，背景压力不同往往意味着一系列压缩波和膨胀波的产生，这些波一方面会与测量探针边界层产生相互干扰，另一方面也会与模型传播过来的波系产生相互作用，改变预期的波系结构，进而影响声爆测量结果。
上述获取模型声爆近场压力分布的方式可称为“点对点”方式，即模型声爆影响区内每个位置的近场压力测量结果仅代表基于该位置背景压力条件的结果，可能随背景压力分布改变而改变。
因此，本项研究验证了“点对点”方式获取声爆测量结果受背景压力分布的影响，采用该方式所获试验结果的准确性和可靠性具有不确定性，间接表明了“空间平均法”试验技术对声爆测量试验的重要性和必要性。
4 结 论
本文在0.6 m暂冲式跨超声速风洞中建立了模型与探针独立运动的声爆压力场测试系统，提供了2种测量完整声爆信号的试验方式：探针固定、模型移动；模型固定、探针移动。采用干扰小的针状静压探针，对具有简单外形的锥柱体模型开展了声爆测量试验。通过模型移动和探针移动试验方式的对比研究，确定了能够获得相对更准确声爆信号的试验方式。通过开展声爆传播规律和背景压力分布影响研究，获得了风洞流场对声爆测量结果影响的直观数据，发现了超声速风洞背景流场对声爆测量风洞试验的“致命影响”。试验结果表明：
1）暂冲式跨超声速风洞具备开展基于探针感受器的声爆测量试验能力。
2）风洞背景压力分布对声爆测量结果影响明显，具有高品质、高稳定性流场的大尺寸风洞是声爆测量试验的最佳平台；同时，流场畸变消除技术也是解决声爆测量尤其是低声爆测量风洞试验结果准确性和可靠性问题的重要方向。
3）模型和测量设备处于相同流场均匀区并与风洞壁面和“有害”波系保持足够的距离是声爆测量风洞试验获得高质量数据的重要保证。
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图 2 电子数密度随电子温度的变化[14]
Fig. 2 Relationship between electron density and electron temperature
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图 3 直通式MHD发电系统地面试验装置示意图
Fig. 3 Schematic diagram of ground-based experiments for linear MHD power generation system
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图 4 盘式MHD发电系统地面试验装置示意图
Fig. 4 Schematic diagram of ground-based experiments for disk MHD power generation system
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图 6 直通式MHD发电装置不工作和工作的对比
Fig. 6 Comparison of power generation ON and OFF for linear MHD generator
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图 8 直通式MHD发电机输出功率
Fig. 8 Temporal resolved results of output power for linear MHD power generator
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图 9 盘式MHD发电机输出功率
Fig. 9 Temporal resolved results of output power for disk MHD power generator
表 1 直通式MHD发电试验参数
Table 1 Operation parameters for linear MHD ground-based tests
电弧加热器 MHD发电通道参数 总压
/MPa总温
/K质量流量
/(g·s-1)入口温度
/K入口速度
/(m·s-1)磁场强度
/T0.52 3830 300 2005 1400 1 
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表 2 盘式MHD发电试验参数
Table 2 Operation parameters for disk MHD ground-based tests
电弧加热器 MHD发电通道参数 总压
/MPa总温
/K质量流量
/(g·s-1)入口温度
/K出口静压
/kPa磁场强度
/T0.52 3830 300 2005 1400 1
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