VISAR测试技术研究炸药反应区厚度

为研究炸药的爆轰过程,采用双灵敏度VISAR测试技术,在炸药后加LiF晶体作为测试窗口,直接测试了点起爆方式下TNT炸药 LiF晶体界面的粒子速度过程。结果表明:在该炸药的粒子速度曲线上出现明显的C-J爆轰点,反应区的持续时间约100ns,空间厚度约0.135mm。     

DSMC量子动理学化学反应模型的数值模拟

为评估直接模拟蒙特卡罗（DSMC）方法中新近发展的一种量子动理学（QK）化学反应模型,在自研高超声速稀薄气体流动数值模拟软件RariHV中实现该模型,并进行了单个绝热单元内的热泳平衡/非平衡反应测试。结果表明,数值解与理论解吻合良好,QK模型具有很好的预测化学反应流动的能力。为进一步验证QK模型在真实流动中的表现,还计算了高超声速绕圆柱的化学反应流动,QK模型计算的驻点线上温度和组分分布都与总碰撞能（TCE）模型结果吻合良好。相较于TCE模型,QK模型的优势是不再依赖反应速率系数的实验数据,在深空探测等化学反应数据缺乏的领域具有一定的应用前景。     

旋流流动对水冲压发动机性能影响

基于某药柱式水冲压发动机,建立粉末式水冲压发动机模型.利用Fluent软件模拟研究旋流流动对水冲压发动机流动与燃烧反应性能的影响.选择k ε双方程模型作为湍流模型,有限速率/涡耗散模型作为燃烧模型,基于密度隐式耦合求解进行计算.结果表明:添加旋流叶片并增大旋流角度,燃烧室最高燃烧温度、平均燃烧温度、出口速度和比冲均增大.研究证明添加旋流叶片对水冲压发动机流动与燃烧反应性能有很大改进,且旋流角度越大,效果越明显.      

进入火星大气的高温真实气体效应与气动加热研究

针对火星和地球大气分子热力学和化学行为的差异性,采用理论分析和数值模拟两种手段,研究探测器进入过程高超声速流动的分子振动激发、离解反应及热力学和化学非平衡等真实气体效应,获得不同气体模型条件下的高超声速气动加热规律,探究引起地火差异的根本原因。分析认为,探测器进入火星大气层的稀薄气体效应明显;激波层内发生CO 2气体为主的大规模离解,在极高温环境下O 2和CO也将离解;沿进入轨道的高超声速流动基本处于化学非平衡但热力学平衡状态;激波层内能量储存和分配模式因分子振动激发和化学反应而改变,分子振动激发会增强气动加热量,但均介于化学反应模型的完全非催化和完全催化壁结果之间;相同来流条件下CO 2介质高超声速气动加热强于空气介质,但真实的火星进入热载荷因大气稀薄而弱于地球再入环境。相关研究为我国未来火星探测器热防护系统设计提供技术支持。     

TG法对硼酸盐系氯化钾热化学分解循环中多相反应动力学研究

本文用热重法（简称ＴＧ法）对氯化钾的热化学分解循环中的一个多相反应的动力学进行了初步研究,得出了该反应在５６０～６８０℃之间符合相界面反应动力学方程和一级衰变定律,对等温热失重数据进行了阿累尼乌斯曲线拟合,得出在５６０～６８０℃之间反应的表观活化能为１１７．８ ＫＪ／ｍ ｏｌ,表观活化因子为１．３７×１０５Ｓ－ １,非等温法所得的结果基本以之相符。     

用灵敏度法简化化学反应动力模型

介绍了用于简化化学反应动力模型的灵敏度方法的基本思想与具体方法，然后用该方法来对两个化学反应实例：甲醛氧化反应和一氧化碳／氢气在空气中燃烧的化学反应进行简化，均得到了比较好的结果。     

Ti/ZrO_2界面反应研究

借助DSC、SEM分析 ,分别对Ti ZrO2 体系、Ti Al ZrO2 体系、Ti B Al ZrO2 体系中Ti和ZrO2 的界面反应进程及初始反应温度进行了研究。结果发现 :随着Al、B及微量添加剂的加入 ,Ti和ZrO2 的初始反应温度逐步升高 ;Ti Al ZrO2 和Ti B Al ZrO2 体系与Ti ZrO2 体系相比较 ,Ti和ZrO2 初始反应温度分别提高近 5 0℃和70℃ ,从而弱化了Ti和ZrO2 型壳材料之间的界面反应     

Ti2SnC的合成及其反应机制的研究

采用常压烧结技术,分别对Ti/Sn/C和Ti/Sn/TiC两种配料,在950～1250℃温度范围、保温15～360 min,真空条件下进行烧结.结果表明,两种配料均在1200℃短时间内合成了高纯度Ti2SnC粉.利用X射线衍射(XRD),能量色散谱仪(EDS)及扫描电镜(SEM)对Ti2SnC粉末进行了表征,并对Ti2SnC的形成机制进行了分析.所制备的Ti2SnC为片状颗粒,表面光滑,颗粒尺寸小于10 μm,厚度约为1～2 μm.Ti2SnC的形成机制是,在Ti-Sn-C反应系统中,Ti和Sn先反应形成Ti-Sn化合物;然后是Ti和C反应形成TiC;最后,Ti-Sn化合物和TiC反应形成Ti2SnC.此反应机制进一步由Ti-Sn-TiC反应系统验证.     

三维网络碳化硅多孔陶瓷的制备

以中间相沥青添加55%(质量分数,下同)的Si粉混合物为原料,制备了含Si的炭泡沫模板。在高温反应烧结炉中,氩气气氛下1500℃保温1～6h,结合反应烧结工艺制备了碳化硅多孔陶瓷。利用扫描电子显微镜(SEM)和X射线衍射分析仪(XRD)对碳化硅多孔陶瓷的微观形貌、物相组成进行了观察,并对熔融Si与C的反应机理进行了探讨。结果表明:碳化硅多孔陶瓷的微观结构与炭泡沫模板的微观结构一致,烧结温度1500℃下,随着保温时间的延长,多孔陶瓷的弯曲强度先增大后减小,而孔隙率先减小后增大;在保温4h的条件下制备的碳化硅多孔陶瓷主要由β-SiC相组成,最大弯曲强度为26.2MPa,对应的孔隙率为45%。内部熔融的Si与外部熔融的Si同时与C反应生成SiC,最后两者结合在一起形成致密的SiC多孔陶瓷。     

RP-3航空煤油模拟替代燃料的化学反应详细机理

在化学激波管中对RP-3航空煤油的着火特性进行了实验测量,获得了多工况下RP-3航空煤油的着火延迟时间.根据RP-3航空煤油的化学组成及物理特性,提出了由体积分数分别为0.65,0.1,0.25的正癸烷、甲苯与丙基环己烷3种组分组成的模拟替代燃料,并形成了该模拟替代燃料的化学反应详细机理.采用该化学反应详细机理对该模拟替代燃料在化学激波管中多工况下的着火特性进行了数值计算,并与实验数据进行了对比分析.结果表明:在不同压力与当量比下,RP-3航空煤油着火延迟时间的对数与着火温度的倒数呈线性关系,并且随着火温度与压力的升高以及当量比的降低,着火延迟时间逐渐缩短;同时,在各工况下采用该化学反应机理计算得到的该模拟替代燃料着火延迟时间与RP-3航空煤油着火延迟时间的实验值吻合良好.