激波管在酚醛树脂高温热解动力学研究中的应用

使用激波管作为加热手段,利用其加热速率快的优点,突破了传统方法在加热速率上的限制,研究了酚醛树脂在1400~1700K温度范围内的热解动力学。主要碳氢产物是甲烷、乙烯、乙炔和苯。通过对反应扩散过程的分析,考察了扩散对热解过程的影响。结果表明,实验中酚醛树脂的反应扩散过程迅速达到稳态,扩散影响可以忽略,首次获得了酚醛树脂在芳环开环热解机制下的热解速率常数。

高温非平衡条件下氟原子亲电动力学的激波管研究(英文)

用激波管方法研究了氟原子亲电动力学.利用反射激波加热获得离子化气体,随后经冷却速度达106K/s的强稀疏波冷却,离化气体将经历以电子复合为主的非平衡过程.用Langmuir静电探针监测反射激波后离子浓度随时间的演变,分析了探针工作状态,引入了探针鞘层内的弹性散射修正.测定了温度在1200～2200K以氩气为碰撞第三体的F原子与电子复合速率系数,讨论了温度依赖关系.

适用于裂解制造乙烯的气体动力学加热方法

对乙烷裂解制造乙烯的非平衡过程进行了分析 .为了获得高的乙烯产率 ,需准确控制裂解停留时间并提高裂解反应温度 .探讨了目前工业生产中普遍采用的管式裂解炉的特性及局限 .这种管式裂解炉的性能虽已接近完善 ,但仍不能满足裂解工艺需求 .对几种利用激波控制加热方法生产乙烯的发明及其不足进行了评述 .提出新颖的反向超声速射流混合加热方法 .

酚醛树酯的热解动力学模型

建立了一种利用热重峰值分析进行酚醛树酯热解动力学研究的方法,这种方法利用热重谱峰上几个特征点的数据来确定动力学参数.根据酚醛树酯热解DTG曲线的特点,把酚醛树酯的热解过程分解成三个阶段,用峰值分析法对每个反应阶段分别建模,通过三个反应阶段的叠加得到了一个酚醛树酯分阶段热解动力学模型,该模型能够很好地描述酚醛树酯的热解过程.

酚醛树脂高温热解的激波管实验研究

采用激波管方法研究了酚醛树脂在温度1100K～1800K范围之间的热解过程。在激波管高温和短实验时间条件下,分析了实验样品颗粒在高温气相中的传热过程,讨论了样品颗粒达到热平衡的条件。通过色谱和质谱方法检测热解产物,获得了酚醛树脂高温热解产物分布和热解速率常数.酚醛树脂高温热解最主要的产物为水、一氧化碳、氢、乙炔和苯.温度1 400K将酚醛树脂热解分为高温和低温区,分别表现出不同的热解速率常数与温度的关系.

高温高压气体状态方程研究及钱学森方程改进

钱学森根据分子动理论的普遍原则,结合Lennard-Jones Devanshire(LJD)液体理论的结果,给出了一个适用于高温高压气体的普适状态方程.该方程有物理基础,且具有计算精度高、形式简单及显含温度的优点.本文用分子动力学方法检验了LJD理论的适用性,并给出精确的高温高压气体状态方程分子动力学数值解,在此基础上修订了钱学森状态方程.改进后的钱学森状态方程在高密度范围内与MD结果平均绝对偏差率小于10%.

高超声速乘波飞行器气动实验研究

以绕楔锥高超声速流场为基础 ,用流线追踪法生成了一种高超声速飞行器气动概念构形 ,初步探索了高超声速飞行器机身 /推进系统一体化气动构形设计方法 ,开展了高超声速测压实验。结果表明 :该类构形飞行器在高超声速飞行时 ,可以产生较高的升阻比 ,前体的预压缩效果明显 ,是以吸气式冲压发动机为动力的有前途的飞行器构形。

超音速流动中侧向喷流干扰特性的实验研究

在超音速流动中,进行了侧向喷流干扰特性的实验研究,研究了喷流压力、攻角、迎风侧及背风侧喷流对侧向喷流干扰特性的影响.结果表明,随喷流压力增大,喷流前的高压区向前扩展,喷流的包裹作用加强.有攻角时,背风侧喷流前的高压区更大,喷流包裹作用的影响区域前移,喷流的控制效果更好,这一趋势随攻角的增大更加明显.

支板凹腔一体化超燃冲压发动机实验研究

本文针对以凹腔支板一体化燃烧室为基本结构的超燃冲压模型发动机在自由射流风洞中的性能,主要研究了燃料在不同位置喷入时,燃烧室几何结构/气动性能/燃料混合及燃烧特性的相互耦合,以及对发动机推力性能的影响．结果表明支板与凹腔的一体化在合理配置燃料分布情况下可以获得较好的发动机性能．

可燃气体中激波与障碍物作用在下游形成爆轰波的数值研究

对平面激波和单个矩形障碍物作用的过程进行了数值模拟,研究了反射产生的上行爆轰波在下游可燃气体中形成爆轰波的过程。数值结果表明,下游爆轰波形成过程主要有2种模式:爆轰波直接绕射和绕射波在上壁面反射,这和已有的实验结果是一致的。通过研究下游爆轰波的形成过程受入射激波马赫数、混合气体的压力和管道尺度的影响,分析了上游爆轰波向下游传播的波动力学过程,讨论了2种形成过程的作用规律和控制因素,阐明了下游爆轰波的形成规律。

酚醛树脂激波管试验的高温热解研究

使用激波管作为加热手段研究酚醛树脂在1200～1800K温度范围内的热解特征。气相产物中主要碳氢产物是甲烷、乙烯、乙炔、苯和甲苯。获得试验温度范围内主要碳氢产物分布随热解温度的变化关系。结果表明,在试验温度范围内随着热解温度的升高酚醛树脂的热解机理发生重大变化。1400K以下热解断键过程主要发生在亚甲基桥链结构上;1400K以上芳环开环成为主要的热解通道,生成大量的乙炔。

高温壁面热流与温度一体化测量传感器研究

为了测量超燃冲压发动机燃烧室的热环境,从Gardon热流计原理出发,发展了一套水冷热流/壁温一体化测量技术。采用热阻分析方法,对传感器的热结构进行了分析与优化设计。测试了多种隔热与外壳材料对传感器响应特性的影响。通过辐射加热方式对传感器进行了标定,获得了热流/电压、壁温/热流的标定曲线。采用该传感器,在模拟马赫数6、总温1800K的来流条件下,对超声速燃烧室的热环境进行了初步测量,获得了与传热分析相一致的结果。

高超声速钝锥流场红外辐射实验研究

报道了在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中开展的再入流场红外辐射实验研究．风洞的试验状态为: 驻室总压19．6 MPa,总焓15．5 MJ／kg,自由流速度约5 km／s．实验以锑化铟多元红外成像系统为测量手段,以球头钝锥体为试验模型,测量激波层与近尾流中红外辐射功率的横向分布剖面．试验数据呈现明显的规律性．试验结果表明,激波层内壁面附近的红外辐射功率较小,中间有一区域辐射较大且相对均匀,激波层外缘辐射单调减小;尾流中红外辐射功率在轴线附近的核心区最大,随着离轴线距离的增大而单调减小．

H-S管激励振荡流动的数值模拟及实验研究

Hartmann-Sprenger(H-S)管在一定条件下,可以使射流气体产生按一定频率激励的强烈振荡。对H-S管的振荡流动进行了数值模拟和实验研究。数值模拟结果显示出H-S管在吞吐模式下流场的周期变化,在对应的试验瞬态纹影图上,则观察到相应的吞吐射流气体,揭示了H-S管激励的工作机理。通过大量的实验研究,对小管径共振管的频率估算公式进行了修正,提高了振荡频率估算的准确度,为以后设计给定激励频率的射流喷嘴奠定了基础。

高温引气对亚燃冲压燃烧室性能影响的研究

将高温引气加热煤油的方法、凹腔火焰稳定器和支板喷注器结构应用于亚燃冲压发动机燃烧室中,以提高煤油的点火能力和火焰稳定性。采用有限体积方法求解雷诺平均N-S方程及组分方程,对无引气和有引气时燃烧室内的流场结构进行了数值研究,对比研究了引气温度对燃烧及发动机性能的影响。研究发现,引气温度越高,燃料喷注对流场和温度场的影响越小,燃料分布越均匀;与无引气相比,引入高温气体虽然使总压恢复系数有所降低,但是混合效率、燃烧效率和燃烧室比冲都有提高;特别是有引气(煤油温度T=500K)时,在喷注点后X=480mm处混合效率提高了7.03%并混合完全,在燃烧室出口总压恢复系数降低了5.34%,燃烧效率和比冲分别提高了17.51%和20.29%。引入高温气体加热液态煤油省略了煤油的雾化和汽化过程,增强了燃料与空气掺混,改善了燃烧稳定性,有利于提高燃烧室整体性能。

高超声速高温气体效应判据

基于动理论的观点,提出几种定量判据,用以判断在怎样的飞行条件下,高超声速飞行器周围高温空气分子的振动、离解、电离效应是重要的.

狭窄缝隙内的热流分布实验研究

在脉冲风洞中M∞=9.85,12.0,和15.5，相应雷诺数Re∞=(1.0×107, 6.4×105和3.2×105)/m的来流条件下，分别用平板和平头圆柱模型测量了狭窄缝隙内的详细热流分布。缝隙宽2mm,深25mm,模型攻角α=0°～90°，缝隙相对气流的偏转角β=0°～90°。本文给出了缝内典型热流分布结果，讨论了马赫数、攻角和偏转角对缝内热流分布的影响，并与现有计算方法和实验数据进行了比较。

乘波飞行器构型方法研究

高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比“屏障”,而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文提出了一种变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行器构型.经数值计算与实验验证,与传统锥形流场生成的乘波体相比,该方法生成的乘波体不仪具有高升阻比,而且能为发动机提供所需的高温高压均匀来流.

高速列车受电弓非定常气动特性研究

受电弓系统的受流特性对高速列车的安全运行至关重要,受电弓的非定常气动特性严重影响受电弓系统的受流状态。本文采用脱体涡模拟(DES),对高速列车受电弓的非定常气动特性进行深入研究。研究表明:受电弓脱体涡的强度、脱落频率对受电弓气动升力系数影响很大。无横风条件下,受电弓受到的升力为负升力,列车运行速度为350km/h时,其升力的波动幅度达110%,速度增加,其波动幅度增大,频率增大,受电弓的横向受力很小;横风条件下,受电弓的升力振动频率与无横风时有很大不同,升力系数变化不大,侧向力随横风速度的增大而增大。研究结果为高速受电弓的优化设计提供了依据。

超燃冲压模型发动机实验设备与实验技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的先进的动力系统,在基础研究和工程应用方面都具有重大意义.其实验设备的建设与实验技术的积累是一个国家在航空航天领域综合实力的体现.本文综述了国外超燃冲压发动机地面实验设备的发展情况,介绍了我国用于超燃冲压模型发动机实验的高超声速推进实验装置及其关键组成部分的设计思想、研制方法和调试结果.马赫数5.8,总压5MPa,总温2000K,总流量4.5 kg/s的设备运行参数为超燃冲压模型发动机的研究提供了必要的实验条件.