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.     

离心力和滑翔距离对于高超声速巡航飞行性能的影响

高超声速巡航飞行器(HCV)是21世纪国际空天技术竞争的焦点, 它的飞行性能可以用初始发射质量与广义有效载荷之比衡量. 文献[1]建立了该性能的耦合分析框架. 在这个框架下进一步考虑了离心力和滑翔距离两个重要因素的影响. 定量分析表明: 给定飞行距离, 对HCV飞行性能影响最大的是巡航速度, 其次是升阻比, 再次是巡航发动机比冲. 随着飞行距离的增加, 由于离心力和滑翔距离的计入, 火箭动力HCV的飞行性能大幅提高, 从近中程到远程均显著优于经典的最小能量弹道. 吸气式冲压发动机尽管比冲大幅优于火箭发动机, 但在巡航速度适用范围和飞行器升阻比方面, 均不及后者. 综合而言, 火箭动力HCV是现阶段非常有竞争力的选择.     

序

2009年4月3日,中国科学院力学研究所、中国工程物理研究院、中国科学技术大学、中国空气动力学研究与发展中心、中国航天空气动力技术研究院、总参工程兵三所和中国力学学会联合举办纪念郭永怀先生百年诞辰暨学术报告会.郭永怀先生是中国近代力学事业的奠基人之一.他不仅参与了中国20世纪五六十年代的力学学科规划,支持和规划近代力学大型实验装置的战略布局,并身体力行地倡导了高速空气动力学、磁流体力学和爆炸力学等新兴学科,培养青年力学人才.     

远程超低飞行轨道分析

研究了一种新的远程导弹飞行轨道的可行性,它的最大飞行高度约100 km.这种超低弹道,借鉴卫星模式,利用离心力抵抗重力.与卫星轨道运行不同的是,超低弹道周围的稀薄空气影响至关重要,必须考虑.计算和分析结果表明,在相同载荷条件和射程条件下,超低弹道和经典的最小能量弹道对于火箭动力的需求大致相当,射程10000km以上基本相同,头部半径为5cm的轴对称外形,沿超低弹道飞行时,其驻点热流在高度26km左右达到最大值50MW/m2,约为最小能量弹道驻点热流最大值的50%.由于超低弹道对升力没有要求,飞行过程中的气动加热问题,沿用成熟方法如烧蚀防热即可解决.总体而言,超低弹道对于火箭动力与外形气动力/热要求,现有技术容易满足,因此利用它增强远程导弹的突防能力是现实可能的.     

林同骥先生生平简介

林同骥先生1918年12月12日出生于北京。祖籍福建省福州市。 他的父亲林鼎章和母亲郭丰怡,有11个子女,林同骥排第7。林鼎章是清朝最后一届举人,并毕业于京师大学堂法律科,曾任北京大理院庭长和南京最高法院庭长。林鼎章三兄弟与福州郭家三姊妹联姻,三对夫妇婚后生活幸福,各家之间相处非常融洽,在亲友中传为美谈。     

微槽道气体流动的统计模拟

利用基于分子模型的统计模拟方法－－信息保存方法（IP）统计模拟了实验条件下微槽道气体流动,仔细讨论了用IP方法模拟长槽道稀薄气流时遇到的问题,并给出了解决的方法,即采取守恒形式的控制方程避免质量流量计算误差积累,并利用超松驰方法使收敛过程加速,将IP计算结果与压力分布和质量流量实验数据进行了比较。     

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%.     

偏二甲肼在氟化镁涂层表面的吸附与反应

研究了偏二甲肼在氟化镁涂层表面的吸附和化学反应情况.首先用液相或气相偏二甲肼沾染氟化镁涂层表面,再将涂层置于真空环境足够长时间,然后通过对比沾染前、后涂层表面的红外吸收光谱、X射线光电子能谱和漫反射率,了解涂层表面的吸附状况和性能变化.实验表明,覆盖于氟化镁涂层表面的偏二甲肼液膜分子,在真空环境下充分脱附的时间约为2h,充分脱附后的涂层表面只有单层化学吸附存在,其质量密度约为27ng/cm2,实验后氟化镁涂层表面的漫反射率下降了10%～15%;在-10℃的偏二甲肼饱和蒸气中沾染10min后,氟化镁涂层表面的原子组成和漫反射率变化很小,红外吸收光谱也没有偏二甲肼特征峰出现.     

火箭剩余推进剂排放过程的分析与模拟

为了减少空间碎片的产生,星箭分离后,需要在轨排放火箭末级贮箱内的剩余推进剂,分析表明,排放条件下的推进剂射流进入太空后,立即失稳破碎为大量液滴;液滴在高真空环境下扩散,它们的表面不断有气体分子蒸发,逐渐在箭体周围形成了一个由液滴和蒸气分子组成的羽流场.采取Lagrange方法追踪该流场中每个液滴的运动轨迹以及表面蒸发冷凝过程,利用直接模拟Monte Carlo方法计算蒸气分子的运动和碰撞,然后通过微观量的统计平均获得感兴趣的宏观流场、箭体表面的压力和剪应力分布等.为了检验稀薄蒸气算法、模型和程序,模拟了真空水射流周围水蒸气羽流场,获得的径向Pitot压力分布与Fuchs和Legge的实验数据的符合。在此基础上,分别模拟了CZ-4B火箭末级剩余燃料偏二甲肼在不同排放方式下的三维稀薄蒸气与液滴羽流场。计算表明:原排放方式的扰动力矩相当大,超出了火箭姿控范围,新排放方式的扰动力矩很小,处于火箭姿控范围之内。这些预测得到了飞行遥测数据的支持。     

真空辐射加热基片的温度分布

真空辐射加热下基片表面温度分布的均匀性是薄膜制备中的关键问题之一．采用数值计算和比色红外测温两种方法,研究了作者自行研制的真空辐射加热器(IMCAS-VRH)的性能．利用IMCAS—VRH加热直径6in的单晶硅基片,当电功率为3860W时,基片表面平均温度为1093K,整个基片上的温度变化的测量值约为6 K．基片表面温度分布的计算结果与测量数据符合得很好,进一步的计算分析表明钼丝对辐射的遮挡效应、隔热屏和基片热传导等对基片温度分布均匀性有重要影响．