建设高温气体动力学国家重点实验室支撑我国高超声速科技发展

高温气体动力学国家重点实验室（筹）（StateKey Laboratory of High Temperature Gas Dynamics,LHD）以空天科技发展为主要背景,致力于高温气体动力学的基础学科研究,以支撑我国高超声速技术发展的需求.LHD是20世纪50年代末在钱学森和郭永怀先生建立中国科学院力学研究所气动科研力量和学科方向的基础上发展壮大的,

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.

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。

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。

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.

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.

高温气体热化学反应的DSMC微观模型分析

热化学耦合的非平衡现象一直是高温气体热化学问题研究的难点,制约了诸如爆轰波胞格结构、低温点火速率等现象的分析.本文以高温氮气离解和氢氧燃烧中的链式置换反应为例,从微观反应概率、振动态指定的反应速率、热力学非平衡态的宏观反应速率、碰撞后的能量再分配等角度,分析了直接蒙特卡罗模拟中的典型化学反应模型(TCE,VFD,QK模型)的微观动力学性质.研究发现,无论是高活化能的高温离解反应还是低活化能的链式置换反应,实际参与反应的分子的振动能概率分布都偏离了平衡态的Boltzmann分布,包含较强振动能额外影响的VFD模型可以很好地模拟高温离解反应,而TCE(VFD的一个特例)和QK模型对活化能较低的链式置换反应的预测效果相对更好.此外,化学反应碰撞后的能量再分配应遵循微观细致平衡原理,细微的偏差都可能造成平动能和振动能难以达到最终的平衡状态.直接蒙特卡罗模拟的应用评估结果表明,化学反应的振动倾向对热化学耦合过程产生了明显的影响,特别是由于高振动能分子更多地参与了化学反应,气体平均振动能的下降将影响后续化学反应的进行.

ADN基发动机燃烧室CO组分实验测量

为研究ADN基发动机燃烧室内的燃烧过程,搭建了一套基于可调谐半导体激光器吸收光谱(TDLAS)实验测量系统。实验采用直接吸收光谱法对ADN基发动机燃烧室内CO组分摩尔分数进行测量,获得了喷注压力分别为1.1MPa,0.9MPa,0.7MPa,0.5MPa时,发动机燃烧室内CO组分摩尔分数随时间的变化。实验结果表明当发动机喷注压力由1.1MPa下降到0.5MPa时,燃烧室内CO平均摩尔分数由2%上升到4.7%,这表明发动机喷注压力的变化影响燃烧室内ADN基推进剂化学反应进程,当喷注压力下降时燃烧室内CO摩尔分数升高,ADN基推进剂燃烧不充分。

电弧风洞中基于TDLAS的气体温度和氧原子浓度测试

电弧风洞是对防热材料/结构进行地面考核的关键设备,其流场参数是评估设备性能和品质的关键数据。由于高温气流的恶劣环境,尚无有效诊断手段。本文使用可调谐二极管吸收光谱技术(TDLAS),针对气流中氧原子,选用氧原子特征吸收谱线(λ=777.2nm),测量了电弧风洞中水冷平头圆柱体模型脱体激波后的气体温度和氧原子数密度,试验测量与工程计算结果较为一致。试验显示出TDLAS具有高温电弧风洞应用的潜在优势。

典型气动布局高超声速飞行的气动力数值评估

采用自主开发的数值软件SPACER对典型气动布局在Ma=6.0(Re=1×107)高超声速巡航时的气动力性能进行了数值评估。评估的气动布局包括类乘波体(仿X-51A)、翼身融合体(仿ISR)、传统升力体(仿X-33)和轴对称锥形体(仿Fasthawk导弹)。由于升力体范围较广,还对一种相对扁平的升力体模型进行了数值评估。评估结果表明:在考察条件下,类乘波体具有较大的升阻比和较小的阻力,是很有潜力的高超声速巡航气动布局;翼身融合体和传统升力体需一定的改进和进一步的研究,如扁平升力体的气动性能可得到大幅提升;轴对称锥形体以其总阻力小,也具有一定优势。

高超声速风洞气动力/热试验数据天地相关性研究进展

高温真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应等高超声速流动特性突破了实验气体动力学传统的流动相似模拟准则,使得高超声速流动现象超出了经典气体动力学理论能够准确预测的范围。如何利用地面风洞试验数据预测天上的飞行状态,即天地相关性问题,成为制约新型高超声速飞行器研制与发展的关键性科学问题。本文概述了天地相关性的最新研究进展,并重点介绍了多空间相关理论与泛函智能优化关联方法。多空间相关理论认为,从更高维度空间视角看,不同风洞的试验结果都是内在相关的,而飞行试验可视为理想的风洞试验,所以地面风洞试验数据间的关联规律包含了天地相关性问题。泛函智能优化关联方法基于风洞群(能模拟不同参数区段的不同类型风洞)的试验数据,在泛函空间中利用专业化智能学习算法,从高维度的全参数空间出发,进行降维和自适应空间变换,自动推演出不同风洞共同遵守的不变规律,从而实现风洞试验数据的关联。验证实例和应用实践都表明,多空间相关理论与泛函智能优化关联方法是有效的,是高超声速气动力/热天地相关性研究的一个新方向。

基于实验设计方法的高超声速飞机前缘型线优化分析

为探索前缘线变化对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4?和高度26 km的巡航飞行条件下,结合运用增量修正参数化设计方法、均匀实验设计方法和计算流体力学模拟,分析了飞行器前缘型线与其升阻力系数及纵向压心等性能参数间的关系.计算结果表明,前缘线形状对飞行器升阻力系数明显高于其对纵向压心影响,设计空间范围内升力系数变化约21.3%,阻力系数变化约31.8%,升阻比变化范围约10.63%,但相对压心变化范围仅为3.87%.在此基础上,通过对典型构型物面压力分布进行分析,发现前缘线形状适当弯曲可利用飞行器下表面侧壁压缩产生的高压气流,利用二者的耦合效应使飞行器获得额外的升力增量.

振动激发对高超声速气动力/热影响

随着飞行马赫数的不断提高,空气的高温气体效应越来越明显,对高超声速飞行器的气动力/热特性产生重要影响.高温气体效应对气动力/热的影响机理复杂,影响参数众多,迄今为止国内外尚未完全研究清楚.发生高温气体效应时,多个非线性物理过程耦合在一起,地面试验和数值模拟无法将这些过程解耦,无法给出关键物理机理.为了解决这一问题,文章提出一种理论分析与数值模拟相结合的两步渐进新方法:先通过牛顿迭代法得到发生振动激发过程的斜激波无黏解;再将该无黏解的结果作为边界条件,求解边界层的黏性解.利用该方法研究了振动激发过程对二维斜劈的气动力/热特性的影响规律.研究结果表明,振动激发过程对斜激波后的温度、密度、马赫数、雷诺数和斜激波角影响较大,而对压力和速度影响较小.斜激波波后的无黏流动与边界层流动是耦合在一起的.发生振动激发后,斜激波波后雷诺数的增大会导致边界层厚度减小,结合多个物理量的变化,如速度增大和温度减小,共同对边界层内的摩擦阻力和气动热产生影响.对比完全气体的结果发现,振动激发使壁面摩阻升高,而使壁面热流降低.分别通过影响激波层和边界层,振动激发对摩阻的影响是弱耦合的,而对热流的影响则是强耦合的.

一种高空高超声速非定常气动力近似模型

针对高空高马赫数飞行环境和强黏性干扰的物理特性，在当地流活塞理论的基础上引入有效外形修正，发展了黏性修正当地流活塞理论，结合定常N—S方程解给出了高空高马赫数下针对该方法的有效外形的判据，并通过数值算例对该判据进行了验证．通过对典型尖头薄翼和典型钝头翼的一系列二维非定常算例，将该方法与一阶活塞理论、基于欧拉（Euler）方程的当地流活塞理论和非定常N—S方程数值解进行了对比．结果显示在高度为40—70km、马赫数为10—20范围内，通过该方法计算得到的非定常气动力与非定常N—s方程数值解吻合较好，明显优于活塞理论和基于Euler方程的当地流活塞理论．该方法克服了传统的活塞理论和当地流活塞理论不能用于高空高马赫数这类强黏性效应情况的弊端，在较宽的马赫数、攻角、飞行高度范围内都有良好的适用性，同时其计算效率远高于非定常N-S方程．

以高温燃气为试验介质的爆轰波风洞

为了满足高温燃气流动研究的需求,提出了一种新的实验装置——爆轰波风洞.该风洞基本原理是利用高压气体驱动爆轰波后高温气体,为其提供消除Taylor稀疏波的运动边界条件,使爆轰波后气流保持均匀恒定所需状态.在结构布置上,爆轰波风洞与激波风洞类似,因此很容易利用激波风洞实现爆轰波风洞的运行模式,但两者的流动过程和参数间关系有明显的区别.首先理论分析了爆轰风洞流动过程并得出参数间关系,而后据此开展了实验验证.理论和实验结果表明该装置可以产生多种类型、不同状态的高温燃气,并可实现对燃气状态的准确控制.该装置实验能力和应用范围还能进一步扩展.

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.

碳氢燃料超声速脉冲燃烧实验研究

主动冷却超燃冲压发动机一般使用碳氢化合物作为燃料,但是碳氢燃料存在点火延迟时间长,稳定燃烧范围窄等问题,这就迫切需要开展碳氢燃料点火和稳燃新方法的研究。脉冲燃烧可能是一种拓展超声速燃烧室工作范围的方式,但在超声速燃烧室内还没有开展相关研究。使用结构简单的脉冲火花塞(5Hz,50J/pulse),在马赫数2.5的直联式超声速燃烧室内,实验研究了乙烯和超临界煤油的超声速脉冲燃烧可能性、燃烧模式及影响因素。乙烯脉冲燃烧实验表明,在稳定燃烧范围以外存在脉冲燃烧,并能够提供有效的脉冲推力。乙烯脉冲燃烧主要存在于来流空气总温较低的条件下;随着总温的提高,脉冲燃烧将进一步引起稳定燃烧;当总温很高时,乙烯直接稳定燃烧,没有观测到脉冲燃烧现象。煤油的实验表明,本文所用的脉冲式能量补充无法实现超临界煤油的脉冲燃烧,煤油的脉冲燃烧可能需要更多的热量和自由基。

关于超声速燃烧与高超动力

先进发动机是航空工业的核心技术,而吸气式高超声速发动机一直是宇航飞行技术研发的首位难题.发动机的性能依赖于其能量转换模式和燃烧组织方法,相关理论研究具有基础性和启发性意义.论文首先讨论了超声速燃烧,它一直是超燃冲压发动机技术的理论基础.然后综述了相关研究进展,提出了吸气式高超声速冲压推进技术的3个临界条件,或者称为临界参数.第一临界条件针对超声速气体流动中燃烧发生部位的亚声速或超声速状态的判定问题,由此可以揭示上行激波的产生机制,也能够作为燃烧后气体流动状态的判定条件;第二临界参数定义了在当量比燃烧条件下吸气式高超声速冲压发动机的稳定运行马赫数,是发动机设计需要考虑的必要条件.第三临界参数给出了对应CJ斜爆轰的楔面角度,其物理基础是爆轰临界起爆状态.最后总结了驻定斜爆轰冲压发动机的实验研究进展,论述了作为未来高超声速飞行动力的可行性.

脉冲风洞热喷流实验方法初步研究

发动机燃气喷流对高超声速飞行器后体气动热环境有显著的影响,燃气喷流的物理模型对预测飞行器局部热环境有显著影响,为了利用脉冲风洞研究这类影响规律,研制了一套瞬态热喷流供气系统,建立了瞬态热喷流供气系统的工作方法。该系统的核心技术是利用氢氧燃烧驱动路德维希管(Ludwieg tube),提供瞬态热喷流气源。本研究包括以下内容:不同氢氧比例对燃烧产物热力学状态及产生方式的影响;不同点火、破膜方式对气源产生及喷流流场稳定性的影响。本研究提出的热喷流供气系统可以提供满足缩比模型喷流实验所需喷流状态的热气源;可以在50ms内起动工作,满足与脉冲风洞同步工作的要求。