有序结构氟聚合物压电驻极体的制备和压电性研究

描述了一种有序微孔结构压电聚合物功能膜的制备方法,利用模板的高度有序实现薄膜微孔结构的精确控制.将此制备方法用于氟聚合物压电驻极体薄膜的制备,通过扫描电子显微镜(SEM)对其微观结构的观察表明薄膜具有理想的有序结构.对氟聚合物压电驻极体压电性的研究则是利用正压电效应测量准静态压电系数d₃₃,通过等温衰减和压强依赖性的测量考察其压电性能.结果表明:有序结构氟聚合物压电驻极体的准静态压电系数d₃₃可高达300 pC/N;与无序结构氟聚合物     

应力作用下铁电超晶格BaTiO3/SrTiO3的结构和极化的第一性原理研究

通过第一性原理计算，研究了在不同应力作用下铁电超晶格BaTiO₃/SrTiO₃的结构以及自发极化的变化.结果显示，在应力作用下，晶格发生变形，并且沿着c轴在Ti原子和O原子之间电荷发生传输.随着应力的增加，超晶格中各类原子沿着c轴的位移都会有不同程度上的增加，造成了铁电超晶格的自发极化不断提高.此外，在该模型中，通过变化所施加的应力，可以控制超晶格的极化性质.     

基于自洽GW方法的碳化硅准粒子能带结构计算

在多体微扰理论的框架下, 分别采用G₀W₀方法和准粒子自洽GW方法计算3C-SiC和2H-SiC的准粒子能级. 由一个平均Monkhorst-Pack网格点上的准粒子能级和准粒子波函数出发, 结合最局域Wannier函数插值, 得到3C-SiC和2H-SiC的自洽准粒子能带结构. 3C-SiC的价带顶在Γ点, 导带底在X点. DFT-LDA, G₀W₀和准粒子自洽GW给出的3C-SiC间接禁带宽度分别为 1.30 eV, 2.23 eV和2.88 eV. 2H-SiC价带顶在Γ 点, 导带底在K点. 采用DFT-LDA, G₀W₀和准粒子自洽GW方法得到的间接禁带宽度分别为2.12 eV, 3.12 eV和 3.75 eV. 计算基于赝势方法, 对于3C-SiC和2H-SiC的准粒子自洽GW计算给出的禁带宽度均比实验值略大.     

基于流场模拟的涡旋压缩机涡齿应力变形分析

为了更准确地计算涡旋压缩机涡旋齿的应力和变形,提出一种基于流场模拟的应力变形计算方法。通过对涡旋压缩机工作过程进行气体流动的数值模拟,得到其压力场和温度场分布。将流场分布作为载荷边界条件进行涡旋齿的受力变形计算,得到涡旋齿在气体压力、热载荷及其同时作用下的应力分布和变形规律。分析了涡旋齿的径向变形和轴向变形,讨论了不同主轴转角下的涡旋齿应力和变形,比较了动涡旋齿和静涡旋齿的变形。结果表明:在压缩结束时刻动涡旋齿的应力和变形最大,最大应力位于齿头根部,最大变形位于齿头顶部。     

时域有限差分法分析蚀刻衍射光栅的后向衍射效率

采用时域有限差分法(FDTD)结合理想匹配层(PML)边界条件及周期性边界条件对两种结构槽面的后向衍射效率进行了分析,在P偏振和S偏振两种情况下,均得到了比传统差分方法和射线近似方法更精确的解.数值计算结果表明:全内反射(TIR)结构在高折射率材料(如InP)的蚀刻衍射光栅(EDG)中很有效,而在低折射率材料(如SiO₂)的EDG中效果不理想.     

基于气体动理学方法的高超声速支杆降热模拟

基于气体动理学方法(gas kinetic scheme, GKS)分别从单独流场和流固耦合两方面开展了针对支杆结构热防护系统的数值模拟研究。首先利用二维标准圆管模型验证算法在单独流场计算中的可靠性,然后通过比较不带支杆和带支杆情形下圆管外壁面的气动热特性及相应流场特征,分析得到支杆降热的有效性及其降热机理。接着在将GKS应用到流场/结构温度场耦合模拟并进行验证后,进一步分析流固耦合作用下的支杆降热性能,结果发现支杆的降热效果随着流固耦合时间的推进不断增强,从而有利于高超声速飞行器长时间巡航飞行。     

一种适用于任意阶空间差分时域有限差分方法的色散介质通用吸收边界条件算法

基于伸展坐标完全匹配层方程和辅助微分方程 方法, 给出了一种在时域有限差分(FDTD) 计算中适用于常见色散介质的通用边界条件算法. 该算法适用于任意阶的FDTD空间差分, 并且由于所采用的D-H方程独立于计算区域, 所以可以被用于截断任意电介质. 数值试验结果表明, 与卷积完全匹配层 算法相比较, 所提出的吸收边界条件算法不仅通用性强、 计算复杂度低、 计算时间短, 并且吸收效果有明显的提高.     

聚合物掺杂有机小分子发光二极管的电致发光与杂质陷阱效应

在新型空穴传输聚合物聚TPD(PTPD)中掺杂电子传输有机小分子荧光染料Rubrene制成薄膜器件.考察了不同掺杂浓度以及不同薄膜厚度器件的电致发光性能,结果表明存在杂质陷阱效应.基于固体中双注入理论，假设杂质陷阱限制在分立能级上，通过求解泊松方程，得到了掺杂器件J-V特性解析模型.该模型的计算值与实验结果一致.     

转动激发对O+HBr→OH+Br反应的立体动力学性质的准经典轨线理论研究

基于Peterson得到的ab initio势能面,运用准经典轨线的方法研究了转动激发对 O+HBr→OH +Br反应动力学的矢量性质的影响.讨论了当碰撞能为0.3~eV时不同转动量子数情况下的极化微分散射截面以及描述k-j′两矢量相关和k-k′-j′三矢量相关的分布函数p(θ_r)和p(φ_r). 计算结果表明: 随着转动量子数的增加,产物的转动极化减弱, 而且产物的前向散射占主导地位.     

LiBX2 (B=Ga, In; X= S, Se, Te)光学性质与力学性质的第一性原理计算

采用基于第一性原理的赝势平面波方法系统地计算了LiBX₂ (B= Ga, In; X= S,Se,Te) 晶体的光学性质与力学性质. 由禁带宽度推断出晶体抗激光损伤阈值的大小顺序为LiGaS₂ > LiInS₂ > LiGaSe₂ > LiInSe₂ > LiGaTe₂ > LiInTe₂. 六种晶体在常压下均满足机械力学稳定性要求, 且铟化合物可塑性及延展性强于镓化合物. 这些晶体的静态电介电常数 ε₁(0)、静态折射率n(0)和双折射率Δn 理论计算值与实验值相符. LiGaS₂, LiInS₂, LiGaSe₂, LiInSe₂和LiGaTe₂五种化合物双折射率较高, 并且它们的吸收谱与反射谱在中远红外区是透过的, 因此可推断出这五种化合物可以成为优异的中远红外非线性光学材料.     

再生冷却红外窗口热响应特性耦合计算研究

本文对强对流加热环境下带再生冷却系统的红外窗口传热和热应力问题进行了数值模拟,采用一维管流假设,管流和固体结构传热采用耦合方式求解.研究表明:(1)在本文计算状态下模型温度和热应力都是随加热时间而增加的,最大温度发生在窗口表面的填充材料和石英玻璃中部,最大热应力发生在合金材料内部;(2)现有冷却管道配置下工质温度没有异常变化;(3)窗口区合金温度一直在升高,若飞行时间进一步延长,要考虑合金温升给窗口防热带来的不利影响;(4)在现有温度分布状态下,内冷管道的引入并未给结构强度造成薄弱环节.     

高超声速飞行器热管冷却前缘结构一体化建模分析

针对高超声速飞行器工作时前缘恶劣的气动加热环境, 为了保证飞行器前缘的尖锐外形, 提出内嵌高温热管前缘结构. 针对热管内部复杂流动与换热情况, 对内嵌高温热管前缘结构进行一体化建模, 将模型的核心部件液态金属热管工作状况的计算与实验进行对比以验证模型的可靠性. 本文还分析了给定工况下内嵌高温热管前缘结构的热防护效果, 其中壁面最高温度下降了11.6%, 最低温度上升了8%, 高温区和低温区均被封闭在前缘外层区域, 内层温度更加均匀, 实现了热流由高温区向低温区的转移, 削弱了高温区的热负荷. 本文还分析了接触热阻对热管冷却前缘结构效果的影响. 关键词： 热管 前缘 疏导式热防护 气动热     

类前缘防热层流场与热响应耦合计算研究

本文在以往对类前缘防热层热响应计算分析基础上,进一步研究实现了外流场高超音速NS方程数值计算表面气动加热与防热层结构热响应的耦合计算,这对于常用的非耦合计算方法来说是一进步,也为进一步开展外流场/结构热响应/热应力全耦合一体化计算研究和防热层表面吹气强化传热问题的场协同研究打下了基础。     

高超声速飞行器前缘疏导式热防护结构的实验研究

针对高超声速飞行器前缘疏导式防热结构的特点,设计前缘内嵌高导热率材料结构和一体化层板热管结构两类对比实验,用于验证前缘疏导式防热结构的可行性.利用球形短弧氙灯作为辐射热源模拟气动加热,分别对钢质前缘、内嵌铜材料的钢质前缘和一体化层板式热管前缘进行加热,测量前缘驻点区域和尾部翼面区域的温度变化.实验结果表明:内嵌高导热率材料的前缘疏导结构能够降低头部驻点区的温度,提高尾部低温区的温度,实现对前缘结构的热防护;以蒸馏水作为工质一体化层板式热管前缘结构,在较低热流条件下也能够实现对前缘驻点区的疏导式热防护,但在较高热流条件下,由于水蒸气压力过大使得层板式前缘结构发生破坏,体现出热管内部工作介质对结构防热效果和应用范围都起到的关键作用.     

新型沟槽道微热管散热性能实验研究

微热管以其效率高、响应快且无能耗,在高功率集成微电子散热方面应用广泛。针对电子器件的小型化、高能耗发展趋势,本文提出一种新型沟槽道微热管结构,对该沟槽道微热管进行稳态和瞬态热性能实验研究,研究了风速、角度、加热功率等因素对该新型热管的热性能影响规律。结果表明,该微热管在整个散热器传热上起主导作用,性能比达到0.88,冷凝端温差为0.8℃,具有良好的均温性,该微热管加热功率为140 W,空气流速1.5 m/s时,换热系数可达2 359 W/(m^2·℃),热阻为0.27℃/W;高功率状态下可保持良好的热扩散性能,有效避免微热管的热应力集中,有望高效解决集成电子器件的散热问题。     

A theoretical study on the unsteady aerothermodynamics for attached flow models

The principle of the unsteady aerothermodynamics was theoretically investigated for the attached flow. Firstly, two simplified models with analytic solutions to the N-S equations were selected for the research, namely the compressible unsteady flows on the infinite flat plate with both time-varying wall velocity and time-varying wall temperature boundary conditions. The unsteady temperature field and the unsteady wall heat flux (heat flow) were analytically solved for the second model. Then, the interaction characteristic of the unsteady temperature field and the unsteady velocity field in the simplified models and the effects of the interaction on the transient wall heat transfer were studied by these two analytic solutions. The unsteady heat flux, which is governed by the energy equation, is directly related to the unsteady compression work and viscous dissipation which originates from the velocity field governed by the momentum equation. The main parameters and their roles in how the unsteady velocity field affects the unsteady heat flux were discussed for the simplified models. Lastly, the similarity criteria of the unsteady aerothermodynamics were derived based on the compressible boundary layer equations. Along with the Strouhal number Stu, the unsteadiness criterion of the velocity field, StT number, the unsteadiness criterion of the temperature field was proposed for the first time. Different from the traditional method used in unsteady aerodynamics which measures the flow unsteadiness only by the Stu number, present results show that the flow unsteadiness in unsteady aerothermodynamics should be comprehensively estimated by comparing the relative magnitudes of the temperature field unsteadiness criterion StT number with the coefficients of other terms in the dimensionless energy equation.     

前缘一体化高温热管结构防热效果的实验研究

为了研究复杂构型前缘一体化高温热管结构在高热流密度状态下的防热效果, 设计了飞行器气动加热轨道, 实现了高温热管低状态完全启动、高状态极限考核。然后采用超声速电弧风洞驻点自由射流结合轨道模拟技术, 模拟乘波体飞行器的前缘疏导构件的气动加热环境, 开展了前缘一体化高温热管结构防热效果研究。实验结果表明, 一体化高温热管结构能够多次使用, 低状态下高温热管的启动时间约为115 s, 在高状态下结构依然有效, 降温系数达到24.5%, 验证了前缘疏导式防热结构的防热效果, 可为未来新型高超声速飞行器非烧蚀热防护系统的设计提供指导。      

气动热环境下共形整流罩热辐射特性研究

高温整流罩产生强烈的红外辐射,在探测器接收面上形成背景噪声,严重影响成像质量。为了评估气动热环境下高速飞行器共形整流罩热辐射对探测器性能的影响,建立了气动热环境下整流罩热流固耦合计算模型、整流罩热辐射发射以及传输模型,计算了整流罩非均匀温度场、形变场、应力以及应变场,仿真得到了共形整流罩热辐射对高速飞行器光学系统成像质量的影响。研究结果表明:随着时间的不断增长,探测器接收面的最大辐照度也逐渐增大。在第10 s时,0°攻角下共形整流罩热干扰辐照度最小值为0.094 W/m2,最大值为0.108 W/m2。和相同工况下的共形整流罩相比,球形整流罩10 s时的最大辐照度分别是椭球面和抛物面形整流罩最大辐照度的近12倍和7倍,即共形整流罩产生的干扰对探测系统的影响较小,不会对探测器的探测性能产生致命性的影响。     

A Numerical Simulation for Three-dimensional (3D) Unsteady-state Temperature Field in Laser Circular Cutting of Pipe

1　Ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ　　Ｗｉｔｈｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｌａｓｅｒｃｕｔｔｉｎｇｍａｃｈｉｎｅｆｒｏｍｔｗｏ ａｘｉｓｔｏｆｉｖｅ ａｘｉｓ,ｔｈｅｌａｓｅｒｃｕｔｔｉｎｇｏｂｊｅｃｔｓｈａｖｅｃｈａｎｇｅｄｆｒｏｍｔｗｏ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｐｌａｔｅｓｔｏｐｉｐｅｓａｎｄｓｐａｔｉａｌｃｕｒｖｅｄｓｕｒｆａｃｅｂｏｄｉｅｓ.Ｐｉｐｅｓ ,ｗｈｉｃｈｈａｖｅｍａｎｙａｄｖａｎｔａｇｅｓｓｕｃｈａｓｌｏｗ ｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎｃｏｓｔ,ｇｏｏｄｆｏｒｍｉｎｇａｎｄｍａｃｈｉｎｉｎｇａｂｉ…     

低超声速飞行器瞬态热状况解耦算法

针对低超声速飞行器非稳态飞行条件下内外流固耦合一体化计算的复杂性,将飞行器外部流场的实时气动热转化为浮动的第三类边界条件进行解耦.以加速俯冲的超声速三维头锥体为例,分别采用浮动温差法和辐射平衡法提取表面对流换热系数进行解耦计算,并与直接耦合计算结果进行比较,验证两种解耦算法的可靠性.结果表明,将非稳态飞行过程离散为不同飞行状态点,通过提取对流换热系数解耦计算得到的不同状态点的锥体表面温度分布与直接耦合计算得到的结果吻合较好.两种解耦算法在计算效率方面均要优于耦合计算方法;在外界气动环境发生剧烈变化的过程中,最大相对误差均不超过2%.