中科院力学所科技成果——JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞

面孔·热词·声音·数字作者：暂无来源：《中华儿女》 2016年第7期中国国家男子足球队主教练高洪波国足一战书写新篇章神奇的8小时，国足自救的同时其他小组“友军”纷纷发力。

一场2-0击败卡塔尔的比赛，扫清了此前笼罩在国足头上的阴霾——12年来首次战胜卡塔尔，15年后再次杀进世预赛亚洲区最后阶段的比赛。

高洪波临危受命率队取得2连胜，尤其是40强赛末轮2-0战胜卡塔尔为5年前的失利复仇，更是让其几乎可以确定留下来继续带领球队出战12强赛。

这之前，或许谁也没有想过，国足还能晋级12强赛，最终获得了指挥棒的高洪波唱了出“起死回生”。

不忘初心，对于迈入知天命年纪的高洪波来说，他仍是一个壮志未酬的追梦者。

不知12强比赛国足是否能够再造佳绩，但起码高洪波拉近了球迷的梦想。

2011年的亚洲杯，高洪波第一次出任国足主帅期间，率队在小组赛0-2负于卡塔尔最终导致小组出局。

5年前亚洲杯战绩不佳，也成为高洪波后来下课的直接原因之一。

5年后率队在生死战战胜卡塔尔，临危受命接手国足在40强赛后2轮拿到6分奇迹般出线，高洪波也是赢得足协内部和国足队员的一致认可。

虽然第2次出任国足主帅，足协当时给高洪波的名头是“临时主帅”，但拿到12强赛资格，高洪波“临时工”即将转正。

一个神奇的夜晚，国足三军用命完成自救，一扫此前2战中国香港皆0-0互交白卷的阴霾。

期待在12强赛上，国足能将这样的状态延续下去。

今日头条CEO 张一鸣建言总理，降低期权收益税率在博鳌论坛召开期间，国务院总理李克强在海南博鳌国宾馆会见前来参加博鳌论坛的金融、商界、学界、智库、传媒界代表。

今日头条创始人、CEO张一鸣向总理建言，现行的期权税收制度存在税率过高、缺少灵活性的问题，不利于激励优秀人才投身创业企业。

股权激励是企业为激励员工而设计的一套机制。

不少创业公司的早期员工往往放弃大公司的高薪，以期通过创业成功，在期权收入上能获得回报。

张一鸣建言，可以考虑在期权的税收制度上，有更多的灵活性；税率参照股权税收来执行，执行时间是否可以放在期权变现的时候。

以高温燃气为试验介质的爆轰波风洞李进平; 张仕忠; 于江鹏; 张晓源; 陈宏; 俞鸿儒【期刊名称】《《气体物理》》【年(卷),期】2018(003)006【总页数】8页(P1-8)【关键词】高温燃气; 爆轰; 风洞; 气动实验; 高超声速【作者】李进平; 张仕忠; 于江鹏; 张晓源; 陈宏; 俞鸿儒【作者单位】[1]中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190; [2]中国科学院大学工程科学学院北京100049【正文语种】中文【中图分类】O354.5引言激波风洞是一种用于气体动力学实验的地面试验装置, 其特点是利用激波压缩加热产生试验气体, 通过喷管定常膨胀将试验气体加速至高速状态. 与其他类型风洞相比, 激波风洞结构简单, 试验气流总焓高.飞行器气动现象与空气相关, 因此激波风洞大都是以空气为试验介质. 然而, 诸如吸气发动机或火箭发动机以及尾喷管、尾焰等问题的研究须采用高温燃气作为试验介质. 燃气组分多种多样, 其化学反应特性、热力学特性和输运特性等都比空气复杂得多, 这给理论分析和数值计算带来诸多挑战, 因此试验研究是不可缺少的手段.但在实验室获得特定组分与热力学状态的燃气并不容易. 采用等容或等压燃烧能够产生高温燃气, 但在很多情况下并不能满足实验需求. 比如, 对于冲压发动机, 其燃气的温度高于初温为常温的等容燃烧的温度, 因为来流空气携带的大量动能会转变成热能. 对于火箭发动机, 虽然实际工作中近似等压燃烧, 但其燃料和氧化剂一般为有毒物质, 这给实验研究带来诸多不便. 为了解决这些问题, 满足高温燃气流动研究的需求, 本文提出了一种新的可以产生高温燃气的风洞——爆轰波风洞.1 爆轰现象及相关理论为了便于说明爆轰波风洞的原理以及下文讨论的方便, 首先对爆轰现象和相关理论进行了简单的介绍和回顾. 爆轰是一种特殊的燃烧现象, 其化学反应由激波诱导, 同时化学反应放出的热量维持前导激波的传播. 爆轰不仅可以自持传播, 而且能量释放率极快. 和以对流和扩散为主导机制的普通燃烧相比, 爆轰的能量释放率可达普通燃烧的千倍以上, 且一旦稳定自持的爆轰波形成, 会表现出极佳的重复性和可预测性. 爆轰的这些特性使其非常适合作为气体动力学的研究工具或手段, 用于激波风洞的爆轰驱动就是最典型的应用实例之一[1-3].有关爆轰的理论最早由Chapman和Jouguet分别独立提出, 即CJ模型[4]. CJ模型把在可燃气体中高速传播的爆轰波视为一个带有放热化学反应的强间断面的传播过程, 并假设化学反应瞬时完成, Rayleigh线和Hugoniot曲线的切点代表着自持爆轰的稳定终态, 即CJ条件. 按该模型的描述, 爆轰波可以理解为一个带有化学反应的或本身不断释放能量的激波. 尽管CJ模型非常简单, 但实践表明: 该模型准确地反映了爆轰现象的一些基本特性, 据其所预测的爆轰波及产物的运动、爆轰的作用和效应等宏观关键参数具有足够的精度.由于CJ模型过于简化了爆轰波的物理化学过程, 为了对其进行更准确的描述, Zeldovich, Von Neumann和Doring等分别提出了进一步完善的模型[3], 即ZND模型. ZND模型认为爆轰波由前导激波和紧随其后的化学反应区组成. 激波本身并不释放能量, 而是引起所到之处的反应物开始化学反应, 同时以一定的速度跟随激波运动. 当反应全部完成时, 生成爆轰产物, 此时爆轰产物已落后激波一段距离, 这段距离即为化学反应区. 反应区末端对应CJ模型中的CJ状态. CJ模型实际为ZND模型忽略反应区宽度和反应时间的极限情形.近几十年来, 随着计算技术和计算能力的提高, 爆轰的数值模拟工作获得了迅速发展, 出现了较ZND模型更为细致的理论模型, 如二阶段反应模型和基元反应模型等[5-7]. 这些模型和数值计算相结合, 不仅研究的问题更加多样, 而且取得了很多有价值的成果.需要指出的是, 对于实际的爆轰现象而言, 现有模型都还不够完善, 许多现象如爆轰波的形成、爆轰波的非定常精细结构等, 还不能进行准确预测, 甚至无法给出合理的解释, 需要发展新的模型和理论. 但就本文讨论的问题而言, 更关心爆轰波及产物的宏观特性, CJ模型足够准确, 因此本文将主要以此为基础, 讨论和分析爆轰风洞中所涉及的爆轰现象和相关流动.2 爆轰波及产物的运动若在一个封闭的爆轰管内充满静止的可爆混合气体, 爆轰波在封闭端形成并向另一端传播, 根据CJ模型和简单波理论, 爆轰波后气流状态参数的变化如图1所示. 可爆混合气在前导激波的压缩下瞬时释放出大量化学能, 使燃气的压力、温度和速度升高至CJ值, 同时由于封闭端边界条件的限制, 爆轰波后形成稀疏波系(Taylor 稀疏波), 在该系列稀疏波的作用下, 气流速度逐渐减小, 最终达到静止状态. CJ状态可以由混合气初始状态和爆速确定(1)(2)(3)并且满足如下CJ条件uCJ+aCJ=VCJ其中，下标CJ表示CJ状态, p, u和a分别为气流压力、速度和声速, V为爆轰波速度, γD为爆轰产物的比热比. 爆轰波后的流动为简单波流动, 因此有其中，下标2表示爆轰波后气体状态. 对于固壁附近的气体有u2=0, 同时利用CJ 条件和等熵条件, 可得从以上两式可知, 静止气体的状态参数远低于CJ状态, 以标准状态下氢氧当量比混合气的爆轰为例, 静止气体的声速和压力分别约为CJ值的80%和40%. 显然, 参数变化如此剧烈的气流并不适合直接用于气动实验, 须采用某些措施使其状态变为恒定才能满足需求.图1 爆轰波后流动特性参数分布和波图Fig. 1 Distributions of detonation wave properties along the detonation tube and wave diagram从上面的讨论可以看出, 爆轰波后气流状态之所以变化是由爆轰波边界条件(固壁面静止)引起的, 若用运动的活塞代替原来的固壁, 推动气体和爆轰波一起运动, 就可消除稀疏波, 保持爆轰波后气流状态恒定. 要达到这种流场分布, 活塞运动须满足一定的条件. 由爆轰和简单波相关理论可以判断, 活塞速度不同, 爆轰波及波后流动会出现3种情形: 当活塞速度up<uCJ时, 爆轰波后气体状态仍会发生变化, 但Taylor 稀疏波扇变窄, 因此较固定边界条件时, 状态恒定的气体量增加, 且温度和压力均升高, 如图2(a)所示; 当活塞速度up=uCJ时, Taylor稀疏波会完全消除, 爆轰波后气体状态恒定, 均为CJ状态, 如图2(b)所示; 当up>uCJ时, CJ爆轰不能满足该条件, CJ爆轰将被过爆轰所替代, 波后气体状态参数均匀, 但压力和温度均高于CJ值, 如图2(c)所示. 由此可见, 若要保证爆轰波后气流状态恒定, 活塞的速度至少要达到CJ 速度.(a) up<uCJ(b) up=uCJ(c) up>uCJ图2 活塞驱动时爆轰波后流动特性参数分布和波图Fig. 2 Property distributions of the detonation wave driven by a piston along the detonation tube and wave diagram3 爆轰波风洞原理及流动过程3.1 爆轰波风洞原理采用运动的活塞消除爆轰波后稀疏波, 由于所需速度极高, 例如, 氢气当量比的混合气在标准状态下爆轰时, 爆轰波后的CJ速度为uCJ=850 m/s, 实际应用中难以实现. 为此, 我们提出利用高速气体代替运动活塞, 即利用高压气体膨胀产生的高速气流驱动爆轰波后的气体. 因为试验气源是采用爆轰波产生的, 对应于激波风洞是利用激波作用产生的, 因此本文将这种装置命名为爆轰波风洞.爆轰波风洞结构和流动波图如图3所示, 从左至右依次为驱动段、爆轰波管段、喷管和试验段. 除了爆轰波管段代替激波管段外, 其余均与激波风洞相同, 两者结构上没有差别, 差别在于激波风洞中的激波管段充入空气作为试验介质, 而在爆轰风洞中将充入可燃(爆)混合气作为初始试验介质. 其运行过程如下: 首先，膜片瞬时破裂，产生向上游高压气体传播的稀疏波，同时，高压的驱动气体通过稀疏波膨胀加速，进入爆轰段，压缩低压可爆混合气. 而后，可爆混合气在压缩作用下直接起爆，形成一道向下游传播的爆轰波. 由于高压气体的驱动作用，全部爆轰产物跟随爆轰波一起向下游运动. 当爆轰波传播到爆轰段末端时，遇到固壁发生反射，形成向上游传播的反射激波，同时气体滞止. 爆轰产物在反射激波的压缩下，温度和压力进一步提高. 最后，高温气体通过喷管加速进入试验段，形成可供实验利用的高速燃气流. 爆轰波后高温气体也可以直接利用，这与激波管类似，此时气流温度较高， Mach数较低.图3 爆轰波风洞示意图及波图Fig. 3 Schematic diagrams of the detonation tunnel and wave diagram3.2 流动参数间关系激波风洞利用激波作用加热压缩产生高温高压试验气源中, 激波管发明已经超过100年, 流动特性和参数计算已经十分成熟. 爆轰波风洞虽然与激波风洞相似, 但其气源是利用爆轰波效应形成的, 有些关系明显与之不同, 下文分别予以讨论.3.2.1 临界驱动压力如前所述, 爆轰波后稀疏波恰好被消除时活塞的速度应为CJ速度, 若用驱动气体膨胀等效这一条件, 驱动气体须具备特定的压力, 这里将其定义为临界驱动压力. 相应地, 在这种条件下运行的状态为临界运行状态. 当压力比高于临界值时, 爆轰段内将形成如图2(c)所示的过驱动爆轰波; 当低于临界值时, 爆轰波后仍存在稀疏波, 如图2(a)所示. 所以, 爆轰波风洞一般需要驱动压力不小于临界压力.驱动段高压驱动气体(4区)通过中心稀疏波加速(3区), 如图3所示, 因此各流动参数间满足简单波关系式(4)其中, 下标4和3分别表示4区气体和3区气体. 同时, 由相容条件和临界运行状态有u3=u2=uCJ(5)p3=p2=pCJ(6)此外, 简单波流动满足等熵条件(7)将式(4)～(6)代入式(7)得可以看出, 提高驱动气体的声速可以显著减小临界压力比.3.2.2 爆轰波后气流状态当爆轰波风洞运行于临界状态时, 即爆轰波后Taylor波恰好被消除, 波后2区的状态即为CJ状态, 可由式(1)～(3)直接得出.当爆轰波风洞运行于高临界状态时, 形成过爆轰波, 波后状态由以下各式得出其中，β为表征过爆轰差别于CJ爆轰程度的参量, 定义如下式中， VD为爆轰波速度, 0≤β<1, 且β越大, 过爆轰程度越高.3.2.3 爆轰波反射后气流状态爆轰波到达爆轰波管段端壁后, 放热化学反应过程结束, 同时在壁面形成向上游传播的反射激波, 进一步压缩试验气体, 使其温度和压力进一步升高. 由于爆轰伴随着放热化学反应, 使得反射波后气流状态(5区)的确定与激波反射时不同, 不能根据入射波速度和波前气流状态直接得出, 而须根据爆轰波后气流状态(2区)和反射后的速度条件(5区), 利用运动激波关系式得出.由运动激波关系式[6], 有其中, MaDR为反射激波相对于2区气流的激波Mach数, 即MaDR=(u2-Vr)/a2, Vr为反射激波速度. 因为5区气体静止, u5=0, 并且u2和a2已知, 所以利用上式可得MaDR, 由此可得反射激波后5区气体状态3.2.4 缝合运行条件反射激波在上行过程中会与接触面相互作用, 和激波风洞一样, 为了确保在相互作用过程中不产生扰动, 须缝合运行, 即3区和2区气体满足如下关系[9-11]因为比热比一般变化不大, 所以风洞缝合运行时, 不仅3区和2区的气体压力相同, 而且声速相当. 3区气体为膨胀后的驱动气体, 2区为爆轰波后试验气体, 若要两者压力相同和声速相当, 驱动气体(4区)不仅需要高压, 还需要高声速.须指出的是上述讨论均基于理想气体假设, 能够反映出爆轰波风洞基本流动特性, 但若要获得更准确的流动参数间的关系, 还须考虑化学反应和耗散等因素的影响.3.3 试验气体的状态气动实验中通常需要状态指定的试验气体, 比如指定气体的总温、总压、组分等, 实现特定的实验目的. 对于激波风洞, 一般通过调节入射激波强度和试验气体初始压力得到指定状态的试验气体, 对于爆轰波风洞, 情形要更复杂一些. 爆轰波风洞产生高温燃气时, 除了化学反应释放热量, 驱动气体还会对燃气做功, 也就是最终的燃气状态(压力、温度等参数)同时取决于化学能释放和驱动气体做功的多少. 这也意味着可通过两种途径来调节最终得到的燃气状态, 即调节试验气体初始组分和爆轰波强度. 所以, 爆轰波风洞的试验气体初始组分不一定与真实发动机的未燃混合气一致, 但要保证各元素的比例一致.假设火箭发动机以甲基肼为燃料, 四氧化二氮作为氧化剂. 两者反应后, 生成具有一定压力和温度的燃气, 其反应方程式为4CH3(NH)NH2+5N2O4→4CO2+12H2O+9N2若利用爆轰波产生与之状态相同的燃气, 可以采用乙炔C2H2, 氢气H2, 氧气O2和氮气N2作为初始试验气体. 若选定的组分经爆轰和激波压缩后的温度高于所需状态, 可增加反应产物的浓度, 比如CO2, 使温度降低; 反之, 可以减小反应物的浓度或增加爆轰波强度, 即形成过爆轰.初始气体的组分和爆轰波强度可借助平衡流计算方法得出[12], 约束条件为元素的比例和所需燃气的温度与压力, 通常须迭代求解.4 实验验证4.1 实验设备为了验证爆轰波风洞在实际应用中的可行性, 本文开展了实验验证工作. 实验所采用的设备为中科院力学研究所爆轰驱动激波风洞, 有关爆轰驱动激波风洞的讨论可参考文献[1-2]. 为了满足本实验需求, 将其被驱动段改为爆轰波管段, 其他部分基本保持不变, 如图4所示. 该设备总体上可分为卸爆段、爆轰驱动段和爆轰波管段3部分, 其中, 卸爆段长3 m, 爆轰驱动段长15 m, 爆轰波管段长12.2 m, 三者内径皆为224 mm. 实验中涉及的关键实验技术, 如充气、混合、起爆和膜片等均采用现有技术[13-15]. 在实验初始阶段, 每两部分之间用膜片隔开, 驱动段内充入爆轰驱动气体; 爆轰段内充入所需的试验气体; 卸爆段抽空至极低的压力, 以消除爆轰驱动时产生的反射高压. 点火管设置于爆轰驱动段紧邻主膜处, 用来直接起爆爆轰驱动气体. 爆轰波管段内流动变化采用安装于侧壁的2只压力传感器监测, 分别位于爆轰波管段下游端壁处和距端壁1.2 m处.图4 爆轰波风洞示意图Fig. 4 Schematic diagrams of the detonation tunnel4.2 实验结果及讨论利用上述风洞, 开展了两组实验. 第1组对应氢气与空气产生的高温燃气, 第2组对应碳氢燃料(煤油)与空气产生的高温燃气, 初始运行参数如表1所示. 两组运行状态均设定为临界运行状态, 即爆轰波后Taylor稀疏波恰好被消除, 且满足缝合运行条件. 实验结果如图5和图6所示.表1 爆轰波风洞初始运行状态Table 1 Initial operating conditions for detonation tunnelNo.detonation driverdetonationtubecomponentsp4i/MPaT4i/Kcomponentsp1/MPaT1/K12H2+O2+1.6N20. 32982H2+O2+3.76N20.0412982C2H2+2.5O2+3.4N20.08295C2H2+2O2+C O2+1.5H2+11.3N20.013295第1组实验对应的理论CJ爆速VDCJ=1 960 m/s, CJ爆轰压力pCJ=0.61 MPa, 爆轰波反射后压力p5=1.69 MPa. 实验测得的爆速VD为1 947 m/s, 爆轰波后压力p2为0.59 MPa, 且维持恒定, 如图5(a)所示, 表明爆轰波Taylor稀疏波被完全消除. 实测的爆轰波反射后压力为1.62 MPa, 且维持长时间恒定, 约为17 ms, 如图5(b)所示, 表明风洞运行于预期的缝合状态. 利用爆轰波速度和试验气体初始温度、组分, 通过平衡流计算得出燃气的总温T5约为3 270 K.(a) 1.2 m upstream end all(b) End wall图5 爆轰波管段不同测点处压力随时间的变化Fig. 5 Pressure histories at different position of the detonation tube同样, 第2组碳氢燃料的实验结果也与理论预测一致, 如图6所示, 5区气体保持恒定的时间约为19 ms, 对应的温度T5约为2 880 K.图6 爆轰波管段端壁处压力随时间的变化Fig. 6 Pressure histories at the end wall of detonation tube5 结论为了满足高温燃气流动研究的需求, 本文提出了爆轰波风洞. 其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状态, 从而满足气动实验的需求. 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. 但两者的流动过程有明显的区别, 流动参数间也因此有着不同匹配关系. 初步实验已证实爆轰波风洞的可行性, 同时也表明它不仅可以产生多种类型、不同状态的高温燃气, 而且可实现对燃气状态的准确控制. 作为一种新的实验装置, 爆轰波风洞的实验能力和应用范围还能进一步扩展.参考文献【相关文献】[1] Yu H R, Esser B, Lenartz M, et al. Gaseous detonation driver for a shock tunnel[J]. Shock Waves, 1992, 2(4): 245-254.[2] 姜宗林, 李进平, 赵伟, 等. 长试验时间爆轰驱动激波风洞技术研究[J]. 力学学报, 2012, 44(5): 824-831 .Jiang Z L, Li J P, Zhao W, et al. Investigating into techniques for extending the test-duration of detonation-driven shock tunnel[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2012, 44(5): 824-831(in Chinese).[3] Li J, Chen H, Yu H. A chemical shock tube driven by detonation[J]. Shock Waves, 2012, 22(4): 351-362.[4] Fickett W, Davis W C. Detonation: theory and experi-ment[M]. New York: Dover Publications, 1979.[5] Sichel M, Tonello N A, Oran E S, et al. A two-step kinetics model for numerical simulation of explosions and detonations in H2-O2 mixtures[J]. Proceedings of The Royal Society A: Mathematical Physical and Engineering Sciences, 2002, 458: 49-82.[6] Sharpe G J. Transverse waves in numerical simulations of cellular detonations[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2001, 447(1): 31-51.[7] Hu Z M, Jiang Z L. Wave dynamic processes in cellular detonation reflection from wedges[J]. Acta Mechanica Sinica, 2007, 23(1): 33-41.[8] Gaydon A G, Hurle I R. The shock tube in high-temperature chemical physics[M]. London: Chapman and Hall, 1963.[9] Wittliff C E, Wilson M R, Hertzberg A. The tailored-interface hypersonic shock tunnel[J]. Journal of the Aerospace Sciences, 1959, 26(4): 219-228.[10] Flagg R F. Detailed analysis of shock tube tailored condi-tions[R]. RAD TM-63-64, 1963.[11] 李进平, 冯珩, 姜宗林, 等. 爆轰驱动激波管缝合激波马赫数计算[J]. 空气动力学学报, 2008,26(3): 291-296.Li J P, Feng H, Jiang Z L, et al. Numerical computation on the tailored shock Mach numbers for a hydrogen-oxygen detonation shock tube[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2008, 26(3): 291-296(in Chinese).[12] Reynolds W C. The element potential method for chemical equilibrium analysis: implementation in the interactive program STANJAN Version 3[D]. Palo Alto, California: Mechanical Engineering Department, Stanford Universi-ty, 1986.[13] 张欣玉, 俞鸿儒, 赵伟, 等. 氢氧爆轰直接起始的射流点火方法研究[J]. 气动实验与测量控制, 1996, 10(2): 63-68.Zhang X Y, Yu H R, Zhao W, et al. Turbulent jet initiation of oxy-hydrogen direct detonation[J]. Aerodynamic Experiment Measurement & Control, 1996, 10(2): 63-68(in Chinese).[14] 赵伟, 俞鸿儒. 双过临界喷管充气混合装置[J]. 空气动力学学报, 1999, 17(3): 279-284.Zhao W, Yu H R. The double over-critical nozzles device for filling and mixing mixture gases[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 1999, 17(3): 279-284(in Chinese).[15] 陆星宇, 李进平, 陈宏, 等. 爆轰驱动高能起爆技术实验研究[J]. 中国科学: 技术科学, 2014,44(4): 407-416.Lu X Y, Li J P, Chen H, et al. Experimental research on high energy initiation technology for detonation driver[J]. Scientia Sinica Technologica, 2014, 44(4): 407-416(in Chinese).。

2023—2024学年第二学期期中质量监测试题（卷）七年级语文（部编版）（满分120分，时间150分钟）一、读·书（共13分）1．亲爱的同学们，一纸一墨涌动笔底波澜，一字一言诉说心中誓愿。

在学校举办的“爱我中华”书法比赛中，以下两幅优秀作品成功入选。

请你选择自己喜欢的一幅，并将其内容用简体楷书正确、规范地书写在田字格内。

（3分）我选择（）该作品的字体是（）2．学完古诗文后，同学们展开了讨论，请将空缺处的原句书写在横线上。

（10分）小妍：古诗文中沉淀着语言的艺术，蕴藏着真挚的感情，需要我们细细咀嚼体味，并及时整理归纳。

浩宇：我发现古诗文中常用巧妙的修辞。

李益的《夜上受降城闻笛》一诗中“______，______”以形象的比喻勾勒出登城远望的苍茫夜色；民歌《木兰诗》中“______，______”妙用互文，描摹出木兰卸甲还家后的女儿情态；韩愈的《晚春》中“______，惟解漫天作雪飞”以拟人化手法低唱着对春天的恋歌。

晓丹：意象的使用也随处可见。

《木兰诗》中“旦辞黄河去，暮至黑山头，不闻爷娘唤女声，______”，黄河滚滚，有木兰辞别双亲的恋恋难舍；《竹里馆》中“______，______”，竹林深深，有王维隐居生活的美好情趣；《春夜洛城闻笛》中“______，______”，折柳依依，有李白独在异乡的伤感衷肠。

二、读·思（共39分）（一）天下之本在国，国之本在家，家之本在身。

本学期班级开展了“天下家国”语文综合性学习活动，请你积极参与并完成以下任务。

【活动一：诵读革命诗篇】囚歌叶挺为人进出的门紧锁着，为狗爬走的洞敞开着，一个声音高叫着：爬出来呵，给你自由！我渴望着自由，但也深知道——人的躯体哪能由狗的洞子爬出！我只能期待着那一天，地下的火冲腾，把这活棺材和我一起烧掉，我应该在烈火和热血中，得到永生！3．在班级爱国诗篇诵读会上，小妍同学向大家分享了这首诗歌，下列选项中表述有误的一项是（）（3分）A．诗人将“人”与“狗”、“门”与“洞”作对比，鲜明地阐述了革命者的气节。

高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究吴宁宁;康宏琳;罗金玲【摘要】高速飞行器的气动控制翼舵面,为了转动灵活,在弹体和翼舵面之间存在缝隙.缝隙的存在会导致高速热气流进入,在舵轴根部产生强分离再附区域,形成高热、高压、高剪切严酷热环境,对飞行器的热防护提出了很高要求.由于影响翼舵缝隙流动的因素十分复杂,缝隙内热环境的准确预测非常困难.目前传统的激波风洞缝隙测热试验受限于薄膜热流传感器2 mm直径,只能在分离再附区布置有限测点,无法捕捉到热流峰值,导致计算与试验存在较大偏差.本文根据缝隙分离再附区热环境特点,针对精细测量的可行性,从传感器选取、测点布置方案、测量及数据后处理等方面进行了详细分析,提出了分布式热电偶精细测量方法,实现了采用点测热达到面测热的效果.针对简化的圆柱弹身加舵面的模型,完成翼舵缝隙精细测热试验,获得了翼舵干扰区峰值热流.试验研究了不同缝隙高度、舵偏角、迎角对翼舵干扰区热环境的影响规律,试验结果表明:翼舵缝隙对弹身干扰主要集中在舵轴干扰区.舵轴干扰区热环境随着缝隙高度的增加而增强,随着舵偏角和迎角的增大而增大.同时,试验结果与CFD计算结果对比表明,两者基本吻合.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2019(037)001【总页数】7页(P133-139)【关键词】翼舵缝隙;精细测热试验;激波风洞【作者】吴宁宁;康宏琳;罗金玲【作者单位】北京空天技术研究所,北京 100074;北京空天技术研究所,北京100074;北京空天技术研究所,北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言飞行器在高速飞行时，为了保证气动翼舵控制面转动灵活，需要在翼舵面与机身之间预留一定高度缝隙。

缝隙的存在会导致高速热气流进入，形成复杂的缝隙流动(如图1所示)。

尤其是在舵轴根部区域，会形成强分离再附的高热流、高压力、高剪切的严酷热环境。

由于高速缝隙流动具有非定常、多因素耦合的特点，其流动机理和流动特性至今还没有得到有效的解决。

国家16个重大科技专项情况介绍.声明：转载于网络公开资料。

2006年通过的《国家中长期科学和技术发展规划纲要（2006-2020）》中设立了16个重大科技专项。

根据《规划纲要》，“重大专项是为了实现国家目标，通过核心技术突破和资源集成，在一定时限内完成的重大战略产品、关键共性技术和重大工程，是我国科技发展的重中之重。

”这些项目是可以与“两弹一星”、载人航天、杂交水稻相类比的重大工程。

能量要比NIF和LMJ低一个量级。

兆焦耳级的激光装置“神光-Ⅳ”计划于2020年左右建成，实现热核点火和自持燃烧目标。

此外，快点火ICF等新技术路线的探索也在进行中。

“北斗”卫星导航系统是国家信息化建设的重大基础工程，其军用和民用价值都是毫无疑问的极其重要。

相关论述很多，这里就不讨论了。

最神秘的是“高超声速飞行器科技工程”。

2010年4月28日，美国试验了HTV-2a试验飞行器，这是美国发展PGS（全球快速打击）武器系统所进行了一次重要试验。

尽管试验失败，但美国还会继续这方面的研究。

可以预期的是，以HTV-2为代表的高超声速近空间飞行器将是继洲际导弹、人造卫星和航天飞机之后航天技术的一次重大飞跃。

利用同一平台，既可以投掷核武器，也可以进行快速常规精确打击。

此外，在这一技术基础上还可以发展各种战区级别的战术武器。

美国是以CPGS的名义来发展的，而我们则更关注导弹核武器的强突防能力。

面对美国反导能力的快速发展和我国海基核力量的地缘劣势，发展陆基部署的新概念核武器投掷工具对于我国确保未来的战略安全具有特别重要的意义。

根据最近媒体的报道，中科院力学所将在怀柔新建“钱学森工程科学实验基地”，包括新型空天飞行器实验室。

其中的一台JF12激波风洞“旨在满足我国研制新型空天飞行器的高端启动实验需求，解决国家中长期重大专项中的基础科学难题，为我国航天事业的发展提供强劲支持，该项目将是迄今为止世界上性能最先进的高超声速空气动力试验装置”。

高焓激波风洞喷管流场非平衡特性研究汪球，赵伟，滕宏辉，姜宗林【摘要】摘要：高焓激波风洞是开展高超声速流动研究的重要地面模拟设备，但其产生的高焓气流在喷管中的膨胀过程是一种典型的热化学非平衡流动，试验段特征参数通过直接实验测量难以完全确定。

本文通过求解耦合双温度模型的轴对称Navier-Stokes方程，研究了高焓激波风洞中典型状态下气流的热化学非平衡流动特性，分析了焓值对非平衡特性的影响规律。

结果表明，喷管出口自由流均匀区域达到出口截面直径的75%以上，能够为实验提供足够的空间;喷管出口自由流处于热化学非平衡状态，在喷管喉道后约1/5喷管长度处气流即已处于冻结流状态，组分浓度和振动温度随气流流动基本不变;焓值在8.4MJ/kg～19.5MJ/kg之间变化时，非平衡程度随着焓值的增加而增强，但是低焓值时非平衡程度的增强更加剧烈。

【期刊名称】空气动力学学报【年(卷),期】2015(000)001【总页数】6【关键词】爆轰驱动;非平衡;焓值;激波风洞0 引言高超声速流动规律是设计高超声速飞行器的基础，在航空航天领域具有重要的应用背景。

高超声速飞行器会形成强激波，使气体被加热到较高的温度，导致流动介质发生振动激发、离解甚至电离的高温真实气体效应。

这种效应会对飞行器的气动力、气动热和气动物理等气动特性产生很大的影响，因此成为气体动力学研究的前沿领域。

由于飞行试验成本较高，大量的试验研究还是在地面模拟设备中完成，而为了模拟飞行器高速飞行时所遇到的高温真实气体效应，地面实验研究又极大的依赖于能模拟再入速度的高焓气动设备。

目前常用的高焓设备有激波管、弹道靶、电弧风洞、高焓激波风洞等，相比较而言，高焓激波风洞是应用广泛且最具发展前景的一种地面实验设备［1］。

高焓激波风洞利用强激波将空气加热到很高的温度和压力，然后通过喷管将加热气源膨胀加速到设计的马赫数。

为了形成强激波，提高激波风洞的驱动能力是非常关键的，可以采用加热轻气体、燃烧驱动、变截面驱动等方法［2］。

高超声速高焓风洞试验技术研究进展JIANG Zonglin【摘要】The development of high enthalpy wind tunnel and its test technology are the cornerstone to help mankind enter the hypersonic era,and the great progress has been achieved in recent years.High enthalpy wind tunnels with four typical driving modes areintroduced.Those are the air-directly-heated hypersonic wind tunnel,the light-gas-heated shock tunnel,the free-piston-driven shock tunnel, and the detonation-driven shock tunnel.Theories and critical techniques for developing these wind tunnels are introduced,and their merits and weakness are discussed based on tunnel performance evaluation.The measurement techniques are usually included into wind tunnel techniques because that the hypersonic and high-enthalpy flow is a chemically-reacting gas motion and its diagnose needs specially-designed instruments.Three measuring techniques are introduced here,including aerodynamic heat flux sensors,aerodynamic balances, and optical diagnose techniques.These techniques were usually developed for conventional hypersonic wind tunnels and combustion research,and are further improved to measure the hypersonic and high-enthalpy flows.The prospect for developing the experimental techniques of hypersonic and high-enthalpy wind tunnels is presente d from author’s point view.%高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展.本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞.通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足.由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展.本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术.这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善.最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2019(037)003【总页数】9页(P347-355)【关键词】高焓流动;激波风洞;高超声速飞行器;气动力/热特性;测量技术【作者】JIANG Zonglin【作者单位】State Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics , Institute of Mechanics , Chinese Academy of Sciences ,Beijing 100190,China) 2.Department of Aerospace Engineering Science ,School of Engineering Science , University of Chinese Academy of Sciences ,Beijing 100049,China【正文语种】中文【中图分类】V2 1 1.70 引言高超声速高焓气体流动主要是指一类动能极高的化学反应气体流动。