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.

Cu-Ce-Zr基催化剂上CO自持燃烧及动力学实验研究

为了研究Cu-Ce-Zr基催化剂上CO的自持燃烧,采用浸渍法制备了负载型Cu Ce_(0.75)Zr_(0.25)O_y/ZSM-5、Cu Ce_(0.75)Zr_(0.25)O_y/Ti O_2和溶胶凝胶法制备了复合氧化物Cu Ce_(0.75)Zr_(0.25)O_y催化剂,结合XRD、BET、SEM、O_2-TPD及CO-TPO等手段对催化剂进行表征与CO自持燃烧反应活性评价。结果表明:CO自持催化燃烧主要分为反应诱导阶段、飞温阶段及自持燃烧3个阶段。催化剂活性Cu Ce_(0.75)Zr_(0.25)O_y(t_(100)=65℃)>Cu Ce_(0.75)Zr_(0.25)O_y/Ti O_2(t_(100)=150℃)>Cu Ce_(0.75)Zr_(0.25)O_y/ZSM-5(t_(100)=172℃)。表观动力学研究表明,CO催化燃烧均遵循一级反应动力学,反应表观活化能大小顺序为Cu Ce_(0.75)Zr_(0.25)O_y/ZSM-5(259.7 k J/mol)>Cu Ce_(0.75)Zr_(0.25)O_y/Ti O_2(69.7 k J/mol)>Cu Ce_(0.75)Zr_(0.25)O_y(55.4 k J/mol)。催化剂中活性物种质量分数对催化剂还原能力与储放氧能力的影响显著。

稀薄气体动力学:进展与应用

简要回顾了稀薄气体动力学的发展历程;重点介绍了该领域最近二三十年的主要进展,这突出表现在分子模拟方法(DSMC方法、信息保存方法等)的迅速发展与成功应用;概述了航天工业、真空技术、微机电系统等尖端技术中的稀薄气流问题,以及最近几届国际稀薄气体动力学会议的主题.在此基础上指出了学科前沿问题,以及几个与实际应用有关的重大问题,如过渡流区高超声速三维非平衡流场的精细预测和实验验证、热层大气的时空演化规律与探测、以气体为介质的微机电系统设计与优化、真空环境下原子水平的材料制备工艺的定量设计.

JP-10裂解的激波管实验与动力学模拟

利用单脉冲激波管对碳氢燃料JP-10在1150～1300 K条件下的高温热裂解特性进行了实验研究,采用气相色谱法分析热裂解产物并获得了热裂解速率系数.主要裂解产物有乙烯、乙炔、丙烯、丁烯、1,3-丁二烯、环戊二烯、环戊烯、苯、甲苯,以及少量的甲烷、乙烷、二甲苯和甲基环戊烯.将每次激波管实验后所有产物浓度累加, JP-10裂解速率系数由实验测定.为了消除激波运行中非理想性和边界层效应导致反应温度确定的误差,采用对比速率法确定裂解温度,即在反应物中加入少量热解速率已知的内标物,根据内标物在相同的激波管实验条件下的裂解程度确定反应温度.根据内标物裂解量确定的激波管裂解反应温度通常小于采用传统测量激波速度由激波关系计算的反射激波后5区温度.在1200～1300 K之间两种方法得到的温度吻合得较好,差异在20K以内,随着温度升高,两者差异增大.在实验研究的基础上,依据San Diego Mechanism对JP-10高温裂解过程进行了动力学模拟.结果显示:主要裂解产物中乙烯、乙炔和1,3-丁二烯产量随温度变化的实验值与San Diego Mechanism的模拟结果有很好的一致性,但环戊烯产量的实验值比模拟值高很多,预示JP-10裂解中完全开环和部分开环反应都是重要的裂解通道.

快速加热条件下煤和碳酸钙的混合反应动力学研究

建立了能够实时监测样品质量的高温垂直管式炉试验系统。试验过程中,煤粉的燃烧反应和CaCO 3的分解反应可以同时进行,其混合反应特性可以反映分解炉的真实情况。在900~1000℃工作温度区间内,温度变化对煤粉的燃烧反应影响很小,但温度是较低温度下CaCO 3分解的重要影响因素。随着混合物中CaCO 3质量的增加,反应速率对温度更敏感。当煤与CaCO 3质量比约为1∶9时,分解产物的BET(Brunauer,Emmett和Teller)比表面积最大。试验数据的动力学分析表明,在不同质量比下混合物的反应动力学模型不同,活化能随着煤与CaCO 3质量比的增加而降低。为了保证水泥分解炉中CaCO 3的分解率和煤的燃烧效率均较高,有必要将煤与CaCO 3质量比控制在1∶9以上。获得的活化能数据可以为预分解炉的后续模拟计算提供支持。

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.

JF12长实验时间激波风洞10°尖锥气动力实验研究

介绍了在中国科学院力学研究所JF12长实验时间激波风洞上开展的10°尖锥标模的天平测力实验研究结果.JF12激波风洞的实验时间为100~130 ms,名义Mach数为7.0,喷管出口直径为2.5 m,总焓为2.5 MJ/kg,复现了35 km高空的飞行条件.采用六分量应变天平,攻角分别为-5,0,5,10和14°,模型长度为1.5 m,质量为50 kg.实验结果表明,在100~130 ms的实验时间里,应变天平的输出信号含有3~4个完整周期,可以通过对天平的输出信号进行平均直接获得气动力/矩测量结果,而不再需要进行加速度补偿,且气动力系数重复测量的不确定度小于2%.JF12激波风洞气动力系数的测量结果与传统高超声速风洞的结果符合得较好,表明在2.5 MJ/kg的总焓下,真实气体效应对该模型气动力特性的影响不明显.

中国微重力科学研究回顾与展望

微重力科学主要研究微重力环境中物质运动的规律,以及不同重力环境中重力对物质运动的影响.中国微重力科学研究起步于20世纪60年代,兴起于80年代中后期,经过多年发展,目前已初具规模,在一些重要方向具有明显特色和一定优势.本文回顾了中国微重力科学研究的早期历程,评述了近年来中国微重力科学研究进展,特别是利用实践十号科学实验卫星、天宫二号空间实验室等空间平台开展的微重力科学与技术应用研究取得的最新成果,并对中国载人空间站时代微重力科学发展的前景予以瞻望,推动微重力科学与应用研究在中国的快速、可持续发展.

超常环境力学领域研究新进展——《力学学报》极端力学专题研讨会综述报告

介绍了超常环境力学领域的相关研究背景,综述了《力学学报》极端力学专题研讨会的学术报告与前沿问题研讨.以极端力学关注的学科问题为视点,聚焦深海、深空、超高温、超高速等具有国家重大需求背景的研究方向,分别介绍了超常环境力学领域的重要成果与最新研究进展.通过这次会议,《力学学报》编辑部努力探索一种新的学术交流模式,能够及时将前沿性、基础性的学术成果传递给相关领域的科研人员,从而对相关领域的工程技术研发起到支撑作用.还对会议涉及的研究领域进行总结,期望能促进超常环境力学领域的研究与交流.

高速弹丸诱导斜爆轰激波结构实验研究

斜爆轰推进系统在高超声速推进领域具有广阔的应用前景,其释热迅速、比冲高、燃烧室结构简单的优点吸引研究人员的持续关注.然而,斜爆轰的地面试验同时涉及到高速试验环境模拟、燃料与氧化剂混合、高温燃烧流场结构测量等技术难点,当前国内外系统的试验研究仍然十分有限,难以支撑斜爆轰发动机的研制.为了研究自持传播的斜爆轰激波结构与波面流动特性,基于爆轰驱动二级轻气炮开展了高速弹丸诱导斜爆轰实验研究,使用直径30 mm球头圆柱形弹丸发射进入充满氢/氧可燃混合气体的实验舱中以起爆斜爆轰波,并采用两种阴影技术对实验流动结构进行测量.实验中在不同速度、不同充气压力下观察到三种弹丸诱导激波结构,即激波诱导燃烧、弹丸起爆爆轰波和相对弹丸驻定的斜爆轰波,实验舱充气压力下降则会造成爆轰横波尺度增加与波面流动失稳.实验中,斜爆轰激波角与理论分析结果吻合较好,弹丸气动不稳定带来较大的弹丸攻角会对激波角测量带来一定偏差.通过对斜爆轰波波面法向传播速度的测量发现,随着远离弹丸,斜爆轰传播速度由弹丸飞行速度衰减至接近实验气体CJ速度,弹丸速度的降低会加速斜爆轰波传播速度的衰减.

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%.

爆轰驱动惰性气体磁流体发电试验研究

磁流体发电装置作为一种特殊的高功率脉冲电源,具有效率高、容量大、启动快的优点,制约其发展的关键在于如何获得高电导率的发电工质.爆轰驱动具有远超常规方式的驱动能力,在提供高温、高电导率气体方面独具优势.将爆轰驱动激波管技术应用于磁流体发电,有利于突破磁流体发电技术瓶颈,故据此开展了基于爆轰驱动激波管技术的惰性气体磁流体发电试验研究.爆轰驱动根据激波管点火位置不同分为反向和正向两种运行模式,反向爆轰驱动可提供时间较长、状态稳定的试验气流,而正向爆轰优势在于产生高焓试验气流.试验系统由爆轰驱动激波管、拉瓦尔喷管、发电通道、电磁铁和真空罐等组成,试验中分别以反向爆轰和正向爆轰驱动激波管产生发电工质,利用激波将惰性气体压缩至高温从而发生电离,形成的等离子体经喷管加速后,最终在法拉第直线型发电机内切割磁感线输出电能.磁场强度0.9 T的条件下,反向爆轰在负载3.5Ω时获得了较稳定的1.9 kW输出功率,持续时间1.5 ms;外接35 mΩ负载时,正向爆轰在0.3 ms内短时输出功率高达212 k W,功率密度为0.2 GW/m^(3).试验成功验证了基于爆轰驱动激波管技术的惰性气体磁流体发电方案的可行性,为高功率脉冲电源的应用与发展提供了新的方法.

基于高温气体效应的磁流体流动控制研究进展

高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场,电离气体为磁场应用提供了直接工作环境.磁流体控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律,可有效地改善高超声速飞行器气动特性,在飞行器气动力操控和热环境管理等方面均具有广阔的应用前景;同时,超导材料及电磁技术的发展又重新推动了这一领域的研究热潮.虽然国内外在高超声速磁流体流动控制领域已开展了一些研究工作,但其实验研究依然极具挑战,且由于实验条件及测量技术等限制,其压力、热流等参数的测量并没有得出较为系统的结论,因此需要对影响脱体激波距离、热流、压力变化的规律及机理进行深入研究;同时,数值模拟方法和理论分析也亟待可靠的实验数据来对其进行验证.本综述调研和讨论了基于高温真实气体效应的磁流体流动控制技术研究,主要针对磁流体流动控制的试验技术、数值模拟、理论方法以及流动控制的主要研究方向等进行了总结,并对其发展趋势进行了讨论和展望.

高超声速稀薄流中横向喷流干扰特性实验研究

喷流干扰是高超声速飞行高精度控制的一种有效手段,研究者们以往大部分都主要集中于连续流条件下喷流干扰效应的机理研究,并给出了喷流干扰流场的典型结构,而稀薄流条件下喷流干扰特性的实验数据还十分匮乏.本文利用JFX爆轰激波风洞产生高超声速稀薄自由流,基于平板模型开展不同喷流压力和自由来流参数对横向喷流干扰特性影响的实验研究,采用高速纹影成像及图像处理技术,获得稀薄流条件下喷流干扰流场演化过程及流场结构的变化规律.相比于无喷流条件形成的流场,横向喷流与稀薄自由流相互作用形成的流场结构更为复杂,喷流压力由于受到稀薄来流的扰动,斜激波会短暂穿透喷流干扰流场并延伸至楔形体上部.喷流干扰流场内桶状激波的影响范围随着喷流压力的升高而逐渐变宽,位于三波点上游的斜激波空间位置不会随喷流压力的变化而改变,而位于三波点下游的弓形激波则向上游移动,当喷流压力过低时,桶状激波不会与其他两种激波交汇形成三波点.高超声速稀薄来流压力的降低同样会使桶状激波的影响范围变宽,弓形激波同样也会向上游移动,但基本不会对斜激波空间位置产生任何影响.

局部构型影响固体材料可燃特性实验研究

以凹槽和凸台为研究对象,对具有局部构型的平板开展可燃特性研究,特别开展了火焰向下传播和熄灭实验.火焰传播分为两个阶段,初始阶段棱角处火焰传播速度比平面快,一段时间后,整个火焰锋面达到与棱角处火焰相同的传播速度.考虑棱角结构与圆柱表面火焰传播相似,将棱角等效成圆柱建立了火焰传播模型,可准确预测具有局部构型材料的火焰传播速度.棱角结构对可燃极限影响并不显著,局部最薄或最窄的尺度决定其极限氧气浓度.

乘波体设计与优化研究进展——从高超声速至宽速域

高超声速飞行器是当前世界航空航天强国抢占制高点的重点方向.目前,该类飞行器正朝着更高速度、更强机动和更宽速域的方向发展,而乘波体的高升力、高升阻比以及下表面流动均匀等优势使其在高超声速飞行器设计中极具应用价值,是当前国内外高超声速气动布局领域研究的热点之一.文章回顾了国内外典型高超声速飞行器和宽域飞行器的发展历程和趋势,系统概述了传统乘波体的设计方法、优化方法、各向稳定性以及宽域化乘波体设计方法等方面的研究进展,并提出一种全参数化描述的宽域乘波翼身融合布局设计方法及宽域气动布局方案,结合数值计算和风洞试验对该布局的宽域气动特性进行了详细评估,结果表明:该布局的亚声速、超声速和高超声速最大升阻比分别为8.4(Ma0.8),5.8(Ma1.5)和5.0(Ma5),整个宽域焦点变化范围为4.8%L,具备较优的宽域升阻匹配和操稳匹配特性.最后,对乘波体在超高速气动物理影响与正向优化设计方法、宽域布局设计与优化方法以及智能可变形飞行器等方面的发展方向进行了展望.

基于挠性梁结构的电推进器推力测量方法研究

电推进系统在空间任务中相比于传统化学燃料推进工作寿命更长、燃料消耗更低,在近年来备受关注。但基于可控核聚变思想研发的高功率霍尔效应电推进器,其推力很难测量,原因在于这些电推进器需要在高温环境下电离推进剂,所以工作时会产生高温等离子体羽流,导致传统推力测试方法无法准确测量其推力。推进器推力的准确测量直接关系到航天器姿态以及轨道保持的控制精度,因此必须在地面测试中准确地测量推力。本文设计并搭建了一套基于挠性梁结构的推力测量平台,可以在高温环境下测量电推进器产生的推力。实验结果表明,以可变比冲磁等离子体火箭为例,在中心磁场强度0.2 T、质量流率为20 mg·s-1的工况下,实时测得电推进器推力为266.5 mN,证明了测量平台的可行性,为后续电推进器推力测量实验提供参考。

双排凹腔燃烧室释热区转移过程中的特性研究

为探究多凹腔燃烧室前后排凹腔释热区转移过程中的演化特性,利用直连台在Ma=3.0条件下进行总当量比(φT)不变,前排凹腔当量比(φ1)增加,后排凹腔当量比(φ2)降低的试验。φ1较低时,前排凹腔为凹腔剪切层稳焰,后排凹腔为射流尾迹稳焰。当φ1增加到一定值,前排凹腔火焰由凹腔剪切层稳焰转换为射流尾迹稳焰,致使沿程压力出现突变。由于φ1较低,当地释热不足以维持火焰为射流尾迹稳焰,前后排凹腔燃烧耦合使得前排凹腔火焰在两种稳焰模式之间切换。φ1继续增加,前排凹腔的释热使火焰稳定在射流尾迹稳焰。之后φ1继续增加,前排凹腔火焰出现不对称的情况,这种不对称是随机的,且随着当量比的增加变得更加明显且持续时间更长。φ1继续增加使得前排凹腔出现火焰闪回现象。