点火靶用芯轴微球小批量测量

基于VMR显微镜系统,提出了一种小批量测量聚-甲基苯乙烯(PAMS)芯轴直径和球形度的方法,初选满足技术指标的微球。小批量测量1 mm标准球,测量结果95%出现在（998.21.2）m之间。测量值与标准值之间的偏差为标准值的0.06%,扩展不确定度偏差为测量值的0.24%,说明该批量测量结果准确度和稳定性较好。将此方法应用于PAMS芯轴初选,与手动测量结果相比,批量测量结果的偏差具有单向性,且最大偏差约10 m,满足初选测量要求。     

点火靶尺度聚苯乙烯空心微球的球形度

为提高惯性约束聚变(ICF)点火靶尺度(约2mm)聚苯乙烯(PS)空心微球的球形度,研究了油相与外水相界面张力、初始油相质量分数和固化旋转流场转速对PS微球球形度的影响。结果表明,将双重乳液体系外水相中的表面活性剂聚乙烯醇(PVA)替换为聚丙烯酸(PAA)后,油相与外水相之间的界面张力增大了约10倍,PS空心微球的球形度显著提高,球形偏离度小于1μm的微球比例由5%增加至约50%;但是,在较宽范围内改变油相初始质量分数及旋转固化流场转速,对PS微球球形度的影响并不显著,球形偏离度值小于1μm的PS微球比例介于40%~60%之间。     

点火靶尺度聚苯乙烯空心微球的球形度

为提高惯性约束聚变（ICF）点火靶尺度（约2 mm）聚苯乙烯（PS）空心微球的球形度,研究了油相与外水相界面张力、初始油相质量分数和固化旋转流场转速对PS微球球形度的影响。结果表明,将双重乳液体系外水相中的表面活性剂聚乙烯醇（PVA）替换为聚丙烯酸（PAA）后,油相与外水相之间的界面张力增大了约10倍,PS空心微球的球形度显著提高,球形偏离度小于1 m的微球比例由5%增加至约50%;但是,在较宽范围内改变油相初始质量分数及旋转固化流场转速,对PS微球球形度的影响并不显著,球形偏离度值小于1 m的PS微球比例介于40%~60%之间。     

相移干涉法测量ICF微球内表面粗糙度

 通过分析光线通过微球壳层后各界面的相位分布,讨论了相移干涉法测量微球内表面粗糙度的基本原理,研究了微球上部壳层对内表面粗糙度测量的影响,得到了聚苯乙烯,聚a甲基苯乙烯微球的内表面形貌特征图像,测量数据与原子力显微镜测量数据在同一量级。以微球壳层对超光滑碳化硅及单晶硅片表面形貌的调制作用为研究对象,讨论了微球的外表面粗糙度以及微球壁厚对内表面粗糙度测量结果的影响,确定了相移干涉法测量微球内表面粗糙度的不确定度,实验结果表明：对于表面粗糙度小于30 nm、厚度小于9 mm的微球,测量不确定度小于0.4 nm。     

相移干涉法测量ICF微球内表面粗糙度

通过分析光线通过微球壳层后各界面的相位分布,讨论了相移干涉法测量微球内表面粗糙度的基本原理,研究了微球上部壳层对内表面粗糙度测量的影响,得到了聚苯乙烯,聚a甲基苯乙烯微球的内表面形貌特征图像,测量数据与原子力显微镜测量数据在同一量级。以微球壳层对超光滑碳化硅及单晶硅片表面形貌的调制作用为研究对象,讨论了微球的外表面粗糙度以及微球壁厚对内表面粗糙度测量结果的影响,确定了相移干涉法测量微球内表面粗糙度的不确定度,实验结果表明：对于表面粗糙度小于30 nm、厚度小于9 mm的微球,测量不确定度小于0.4 nm。     

用电桥测量电阻不确定度的讨论

阐述了用电桥测电阻等精度多次重复测量和单次测量不确定度的估算方法及两的异同点。     

测量不确定度的评定与表示

测量不确定度和如何正确评定与表示，是个极其重要的问题，文章指出了研究不确定度的意义，介绍了不确定度的有关概念，按实际工作的测量模型，给出了标准不确定度Ａ类、Ｂ类评定的各种具体方法，提出了标准不确定度的俣成方法与展伸不确定度的给出方法，对不确定度评定与表示的程序进行了汇总，并举出了应用实例。     

点火黑腔用铝铜复合芯轴的制备及性能

选取纯度较高的1100铝棒作为加工模芯的原材料,利用金刚石车床精加工出表面粗糙度均方根值小于20 nm的铝模芯,采用磁控溅射的方法在铝模芯上制备厚度大于5 m的铜防护层,得到铝铜复合芯轴。对制备的铜防护层的表面微观结构、结晶性能、厚度一致性进行了分析测试,结果表明磁控溅射法制备的铜防护层沿(111)面择优生长,表面粗糙度均方根值小于30 nm,厚度一致性优于95%,圆柱度小于1 m。镀层与基底结合力强,可满足大厚度黑腔涂层的制备需求。     

测量不确定度的一些新概念的分析与讨论

介绍不确定度与误差在定义主计算方法上的区别,讨论不确定度新概念的特点和优越性,并说明在物理实验教学中采用不确定度的必要性。     

物理测量中的不确定度表示指南

不确定度表示是计量工作标准化,也是科学实验中的重要问题,1980年国际计量局作出了关于实验不确定度的规定建议书INC-1,并于1981被国际计量委员会采纳,1986年国际计量委员会又作出决议,要求将INC-1 用于有关工作.为了在更广泛的基础上取得统一,国际标准化组织(ISO)、国际计量委员会(CIPM)、国际法制计量组织(OIML)、国际电工委员会(IEC)共同商定成立了不确定度表示组 ISO/TAG4/WG3,并着手起草一个较详细的具有指导性的文件,以加强不确定度如何得到的完整信息和提供测量结果国际比对的基础.1989年10月工作组在西柏林召开会议,工…     

快点火靶的新型概念和结构分析

提出了一个快点火靶新型概念和结构分析,在锥的尖端制作一个热斑大小的平台,以避免燃料从锥方向逃逸;在平台中间制作一个微纳米点,以约束热电子发射。或者在平台上制作微纳米点阵列,以抬高阿尔文效应限制的条件。考虑超热电子发射的静电势、材料的逸出功,给出了热电子发射能量公式,根据公式提出了关于快点火靶在材料和结构方面的优化条件和研究内容。比如,提高超热电子发射的静电势,和发射材料的选择等,以优化超热电子的出射能量和方向。     

快点火靶的新型概念和结构分析

提出了一个快点火靶新型概念和结构分析,在锥的尖端制作一个热斑大小的平台,以避免燃料从锥方向逃逸;在平台中间制作一个微纳米点,以约束热电子发射。或者在平台上制作微纳米点阵列,以抬高阿尔文效应限制的条件。考虑超热电子发射的静电势、材料的逸出功,给出了热电子发射能量公式,根据公式提出了关于快点火靶在材料和结构方面的优化条件和研究内容。比如,提高超热电子发射的静电势,和发射材料的选择等,以优化超热电子的出射能量和方向。     

辐射驱动中心点火靶丸的辐射源整形

利用数值模拟的方法研究了辐射驱动中心点火靶丸辐射脉冲的整形方法。根据文献对于燃料低熵压缩冲击波匹配要求的描述,设计了一个四台阶型的驱动脉冲。发现在冲击波汇聚后,燃料内的强稀疏使得烧蚀面产生额外的强冲击波,导致靶丸的熵增较大,不能满足要求。设计了三台阶加两折线形式的脉冲曲线,利用第4个冲击波的时间及强度变化抑制了稀疏波,避免额外的强冲击波产生,很好地抑制了熵增。还描述了为了避免烧蚀层烧穿而过早关闭辐射源,导致燃料压缩密度下降的问题。三台阶加两折线形式的脉冲通过控制峰值温度的时间,解决了此问题,使燃料达到很好的压缩效果。     

辐射驱动中心点火靶丸的辐射源整形

利用数值模拟的方法研究了辐射驱动中心点火靶丸辐射脉冲的整形方法。根据文献对于燃料低熵压缩冲击波匹配要求的描述,设计了一个四台阶型的驱动脉冲。发现在冲击波汇聚后,燃料内的强稀疏使得烧蚀面产生额外的强冲击波,导致靶丸的熵增较大,不能满足要求。设计了三台阶加两折线形式的脉冲曲线,利用第4个冲击波的时间及强度变化抑制了稀疏波,避免额外的强冲击波产生,很好地抑制了熵增。还描述了为了避免烧蚀层烧穿而过早关闭辐射源,导致燃料压缩密度下降的问题。三台阶加两折线形式的脉冲通过控制峰值温度的时间,解决了此问题,使燃料达到很好的压缩效果。     

快点火锥壳靶内爆自发光图像数据处理

为研究快点火预压缩过程中导引锥对压缩靶丸芯部辐射对称性的影响,在神光Ⅲ原型上开展了快点火预压缩的自发光测量实验。采集了相同长度黑腔中不同类型靶丸的内爆自发光图像和不同长度黑腔中同类靶丸的内爆自发光图像,利用最小二乘椭圆拟合方法对芯部的自发光半峰值强度等高线进行椭圆拟合,通过椭圆特征来分析靶丸在最强发光时刻的压缩对称性。分析结果表明:导引锥的存在会使发光区域沿着赤道方向拉长,降低了压缩对称性;有锥靶丸在1600μm黑腔内的形变小于在1500μm和1700μm黑腔内的形变,压缩对称性可以通过调整黑腔长度来控制。     

快点火锥壳靶内爆自发光图像数据处理

为研究快点火预压缩过程中导引锥对压缩靶丸芯部辐射对称性的影响,在神光Ⅲ原型上开展了快点火预压缩的自发光测量实验。采集了相同长度黑腔中不同类型靶丸的内爆自发光图像和不同长度黑腔中同类靶丸的内爆自发光图像,利用最小二乘椭圆拟合方法对芯部的自发光半峰值强度等高线进行椭圆拟合,通过椭圆特征来分析靶丸在最强发光时刻的压缩对称性。分析结果表明：导引锥的存在会使发光区域沿着赤道方向拉长,降低了压缩对称性;有锥靶丸在1600 m黑腔内的形变小于在1500 m和1700 m黑腔内的形变,压缩对称性可以通过调整黑腔长度来控制。     

Comprehensive ignition characterization of a non-toxic hypergolic hybrid rocket propellant

This paper describes a comprehensive characterization of ignition properties of a metal-hydride based non-toxic hypergolic hybrid rocket propellant. The propellant consists of Rocket Grade Hydrogen Peroxide (RGHP) as oxidizer, high-density Polyethylene (HDPE) as fuel and sodium borohydride (NaBH₄) as the additive, embedded in the HDPE matrix. Ignition quality was characterized as ignition delay, ignition probability and flame spread. In a drop-test setup, ignition characteristics were determined as a function of seven parameters: RGHP concentration, additive loading, oxidizer droplet impact velocity, oxidizer droplet volume, pressure, diluent gas, and environmental exposure. The parameters encompass thermo-chemical, fluid/droplet dynamics and environmental factors affecting ignition. Ignition delays as low as 3 ms were observed, one of the lowest using non-toxic hypergolic hybrid propellants in open-air. An overwhelming majority of conditions tested yielded <10 ms ignition delays and 100% ignition success. All conditions tested affected ignition to varying degrees with RGHP concentration, NaBH₄ loading and drop impact velocity significantly affecting ignition. Further, contrary to expectations, exposing sanded fuel samples to humidity for a few h enhanced ignition instead of hampering it and exposure for 24 h did not lead to ignition degradation. Tests with diluent gases other than air (at atmospheric and elevated pressures) revealed that atmospheric oxygen played a negligible role in the reaction process. This proved that oxygen for the initial ignition event was obtained from RGHP decomposition, with atmospheric oxygen playing no role in ignition performance. Aside from demonstrating excellent ignition characteristics, our results further show a need to go beyond thermo-chemical properties and to consider aspects of ignition other than ignition delay in hypergolic propellant research to enable a complete understanding of the ignition processes. The comprehensive ignition characterization demonstrates the chosen propellant's ability to overcome ignition challenges in hybrid rockets and serves as a proof of concept for its further development.     

The saturn target for polar direct drive on the national ignition facility

A new target design concept is proposed for direct-drive implosions while the National Ignition Facility is in its initial, indirect-drive configuration. It differs from earlier "polar-direct-drive" designs by adding a low-Z ring around the capsule equator. Refraction in the plasma formed around this ring permits time-dependent tuning of the capsule drive uniformity. An optimized simulation shows an implosion-velocity nonuniformity at the end of the laser pulse of approximately 1% rms for a cryogenic deuterium-tritium shell, enhancing the prospects for an early direct-drive ignition demonstration on the National Ignition Facility.     

1D-simulation results of indirect-driven target optimization for ignition at Iskra-6 facility

JETP Letters - A design of an indirect-drive ignition target for the Iskra-6 laser facility is proposed. One-dimensional simulations show that the 1.7-MJ fusion yield can be achieved at an energy...