ZrB 2 -SiC超高温陶瓷材料表面催化特性的等效模型研究
发布时间：2021-12-18 12:28
热防护材料的研制是保障高超声速飞行器在极端环境下安全服役的关键技术之一,美国、日本和俄罗斯等国大量研究表明,防热材料表面催化再结合反应最高可使得表面热载荷增大50%,对热防护系统设计由显著影响。防热材料表面催化特性是一种本征属性,减少因催化再结合反应而产生的热载荷需要从材料本身出发,探究反应机理,进而实现表面催化特性的主动调控,降低热防护系统的热载荷。目前虽然可通过地面风洞、Optical Emission Spectroscopy（OES）和Laser Induced Fluorescence（LIF）光谱诊断方法实现材料表面催化特性的实验测试,但是受到实验能力、成本的限制,仅能获得部分典型温度和压力下的催化系数,基于实验测得的离散的数据不能满足实际工程的需求。因此,需要利用数值模拟方法获得任意状态下防热材料表面催化系数,以达到对飞行器服役过程中表面催化热预报的目的。此外,防热材料使用过程中伴随的氧化反应将严重影响表面催化效应的表征与建模。以ZrB2-SiC为例,ZrB2-SiC表面在10-1s内...
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：76 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
氧化层结构与成分、温度的关系
合典型环境实验数据，建立与温度、压力相关的等效表征模型。在研究 ZrB2-SiC 材料催化特性关键控制机制。建立了考虑氧化反应报模型，研究结果直接应用于气动热计算，可大幅度提升热防护系能力，方法和模型可扩展至其他防热材料体系，同时还可为火星探 CO2离解催化效应提供实验平台和理论基础。面催化效应研究进展面催化再结合反应原理面催化反应都发生在表面的“活性位点”上，考虑整个催化反应过 5 个与时间相关的反应机制：离解原子扩散到材料表面，在活性位或化学吸附，两个吸附的原子之间再结合(Langmuir-Hinshelwood原子与气相中离解原子结合(Eley-Rideal, E-R)，解吸附后离开表面相中，如图 1-2 所示。
2iwMkkT iM 为原子的原子量，T 为材料催化壁面的温度， k 为波尔兹曼常数。而催化系数的直接测量，往往采用微观的原子损耗法测量材料表面参与合反应原子数量。.2.1 基于能量法的地面风洞测试方法由于催化再结合反应会产生催化热，基于宏观的热平衡方程，得到材化反应热，进而通过材料表面温度进而得到材料催化速率[19]。由于风洞的特殊性，基于能量法的测试主要集中在电弧风洞和冯·卡门风洞。1999 年，日本国家航空航天实验室 M.Mizuno[20]等人利用 NAL/NASDA 电弧风洞，在离解空气流中，测试了 C/C 材料涂覆 SiC 涂层的热防护材反应速率。结果表明材料主动氧化时再结合反应速率比被动氧化时大。加特大学的 Pidan 教授[21-22]，利用 PWK3、IPG3 高频等离子体风洞，在射流环境下，测试了 SiC 材料表面催化特性。结果表明，在 356~950 3~1851 K 下，SiC 催化系数随温度升高而逐渐增大，如图 1-3 所示。
【参考文献】：
期刊论文
[1]火星探测器表面材料催化特性数值模拟研究[J]. 刘庆宗,董维中,丁明松,高铁锁,江涛,傅杨奥骁. 宇航学报. 2018(08)
[2]空天飞行器用热防护陶瓷材料[J]. 陈玉峰,洪长青,胡成龙,胡平,李伶,刘家臣,刘玲,龙东辉,邱海鹏,汤素芳,张幸红,周长灵,周延春,朱时珍. 现代技术陶瓷. 2017(05)
[3]“近空间飞行器的关键基础科学问题”重大研究计划结题综述[J]. 杜善义,方岱宁,孟松鹤,谢惠民,詹世革,张攀峰,孟庆国. 中国科学基金. 2017(02)
[4]原子氧对ZrB2-SiC陶瓷复合材料氧化行为的影响[J]. 金华,孟松鹤,解维华,曾庆轩,牛家宏. 复合材料学报. 2013(S1)
[5]美国的高超声速飞行器发展计划及关键技术分析[J]. 蔡亚梅,汪立萍. 航天制造技术. 2010(06)
[6]临近空间高超声速飞行器关键技术及展望[J]. 黄伟,罗世彬,王振国. 宇航学报. 2010(05)
[7]临近空间浮空器总体参数的优化设计研究[J]. 王钢林,罗明强,武哲. 航天控制. 2008(02)
[8]高超声速飞行器的应用及关键技术[J]. 笑天. 现代军事. 2004(12)
[9]碳化硅（SiC）基材料的高温氧化和腐蚀[J]. 潘牧,南策文. 腐蚀科学与防护技术. 2000(02)
博士论文
[1]防热材料表面催化特性测试与评价方法研究[D]. 金华.哈尔滨工业大学 2014
本文编号：3542394
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：76 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
氧化层结构与成分、温度的关系
合典型环境实验数据，建立与温度、压力相关的等效表征模型。在研究 ZrB2-SiC 材料催化特性关键控制机制。建立了考虑氧化反应报模型，研究结果直接应用于气动热计算，可大幅度提升热防护系能力，方法和模型可扩展至其他防热材料体系，同时还可为火星探 CO2离解催化效应提供实验平台和理论基础。面催化效应研究进展面催化再结合反应原理面催化反应都发生在表面的“活性位点”上，考虑整个催化反应过 5 个与时间相关的反应机制：离解原子扩散到材料表面，在活性位或化学吸附，两个吸附的原子之间再结合(Langmuir-Hinshelwood原子与气相中离解原子结合(Eley-Rideal, E-R)，解吸附后离开表面相中，如图 1-2 所示。
2iwMkkT iM 为原子的原子量，T 为材料催化壁面的温度， k 为波尔兹曼常数。而催化系数的直接测量，往往采用微观的原子损耗法测量材料表面参与合反应原子数量。.2.1 基于能量法的地面风洞测试方法由于催化再结合反应会产生催化热，基于宏观的热平衡方程，得到材化反应热，进而通过材料表面温度进而得到材料催化速率[19]。由于风洞的特殊性，基于能量法的测试主要集中在电弧风洞和冯·卡门风洞。1999 年，日本国家航空航天实验室 M.Mizuno[20]等人利用 NAL/NASDA 电弧风洞，在离解空气流中，测试了 C/C 材料涂覆 SiC 涂层的热防护材反应速率。结果表明材料主动氧化时再结合反应速率比被动氧化时大。加特大学的 Pidan 教授[21-22]，利用 PWK3、IPG3 高频等离子体风洞，在射流环境下，测试了 SiC 材料表面催化特性。结果表明，在 356~950 3~1851 K 下，SiC 催化系数随温度升高而逐渐增大，如图 1-3 所示。
【参考文献】：
期刊论文
[1]火星探测器表面材料催化特性数值模拟研究[J]. 刘庆宗,董维中,丁明松,高铁锁,江涛,傅杨奥骁. 宇航学报. 2018(08)
[2]空天飞行器用热防护陶瓷材料[J]. 陈玉峰,洪长青,胡成龙,胡平,李伶,刘家臣,刘玲,龙东辉,邱海鹏,汤素芳,张幸红,周长灵,周延春,朱时珍. 现代技术陶瓷. 2017(05)
[3]“近空间飞行器的关键基础科学问题”重大研究计划结题综述[J]. 杜善义,方岱宁,孟松鹤,谢惠民,詹世革,张攀峰,孟庆国. 中国科学基金. 2017(02)
[4]原子氧对ZrB2-SiC陶瓷复合材料氧化行为的影响[J]. 金华,孟松鹤,解维华,曾庆轩,牛家宏. 复合材料学报. 2013(S1)
[5]美国的高超声速飞行器发展计划及关键技术分析[J]. 蔡亚梅,汪立萍. 航天制造技术. 2010(06)
[6]临近空间高超声速飞行器关键技术及展望[J]. 黄伟,罗世彬,王振国. 宇航学报. 2010(05)
[7]临近空间浮空器总体参数的优化设计研究[J]. 王钢林,罗明强,武哲. 航天控制. 2008(02)
[8]高超声速飞行器的应用及关键技术[J]. 笑天. 现代军事. 2004(12)
[9]碳化硅（SiC）基材料的高温氧化和腐蚀[J]. 潘牧,南策文. 腐蚀科学与防护技术. 2000(02)
博士论文
[1]防热材料表面催化特性测试与评价方法研究[D]. 金华.哈尔滨工业大学 2014
本文编号：3542394
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3542394.html
