CsI(Tl)晶体的辐照损伤研究

本文报道CsI(Tl)晶体辐照损伤的实验研究,结果表明,CsI(Tl)晶体具有辐照损伤效应.对被辐照损伤过的CsI(Tl)晶体作恢复研究.表明在200℃下加热4小时,可使辐照操作的CsI(Tl)晶体得到恢复.     

EAST等离子体电子温度涨落特征的初步实验研究

在EAST上使用相关电子回旋辐射(CECE)诊断系统观测到不同等离子体参数下的电子温度涨落特征,介绍了欧姆放电、L模放电及无ELM的H模放电的三种现象。在欧姆密度爬升等离子体中,电子温度涨落与电子密度之间表现出很强的相关性,即存在电子温度涨落处于较高水平的电子密度的窗口。初步分析表明,电子温度涨落变化是电子密度梯度和电子温度梯度共同影响的结果。不同辅助加热下的L模等离子体中,电子温度涨落的频谱表现出不同的行为。由于电子回旋共振加热(ECRH)的功率有限,其对电子温度的改变很小,而中性束注入(NBI)有较高的注入功率,能够明显提升电子温度,加热方式及加热功率大小引起的电子温度变化与电子温度涨落变化相关。在没有边缘局域模(ELM)的H模期间,可以观测到频率为18kHz的准相干模,其存在于归一化半径ρ=0.71～0.87较宽的径向范围内。     

新型自然循环自动清洗式蒸发器及设计原理

以高效蒸发器为目标，旨在以自然循环替代高能耗的强制循环泵、以自动清洗取代加热面盐垢的周期性停车清洗．主要研究沸腾室内的不平衡汽化过程机理，提出动力温度的新概念，采用显热与汽化热转换平衡的研究方法，得到自然循环推动力的工程设计计算式，并且由此引出推动力强化的基本原则，进而获得中试的成功．还提出加热室必须采用能够低流速下自转清洗又高效传热强化的螺旋齿带，才能保障循环总阻力低于推动力．     

衬底加热和电极修饰对提高有机场效应晶体管性能的影响

通过衬底加热和氧化钼(MoO3)修饰源漏极制备了并五苯有机场效应晶体管.研究了衬底温度和电极修饰层厚度对器件性能的影响.实验结果表明:当衬底温度为60℃、MoO3修饰层为10 nm时,器件性能获得了显著增强,场效应迁移率由原来的3.39×10-3 cm2/(V·s)提高到2.25 ×10-1 cm2/(V·s),阈值电压由12 V降低到3V.器件性能的改善归因于:衬底加热可以优化有源层形貌,改善载流子传输;而MoO3修饰层显著降低了电极与有源层之间的接触势垒,提高了载流子的注入.因此,衬底加热与电极修饰对于制备高性能有机场效应晶体管是不可或缺的优化手段.     

液滴撞击加热壁面传热实验研究

本文采用高速摄像仪对水滴和乙醇液滴撞击加热壁面后的蒸发过程进行了实验观测, 分析了液滴撞击加热壁面后的蒸发特性参数. 实验中, 两种液体初始温度均为20 ℃, 不锈钢壁面初始温度范围为68-126℃. 水滴初始直径为2.07 mm, 撞击壁面时Weber 数为2-44; 乙醇液滴初始直径为1.64 mm, Weber数为3-88. 结果表明, 液滴受到重力、表面张力及流动性的影响, 在蒸发过程的大部分时间内, 水滴高度持续降低而接触直径几乎不变; 蒸发后期, 液滴发生回缩, 水滴的接触直径、高度和接触角出现振荡现象. 乙醇液滴的接触角随时间的增加呈现先减小随后保持不变的趋势, 而接触直径和高度则持续减小, 直到液滴完全蒸发. 液滴蒸发总时长与液体物性和壁面温度有关, 随壁面温度的升高而减小, 与液滴撞击壁面时的Weber 数无关. 同时, 随着壁面温度的升高, 液滴显热部分占总换热量的比重增大, 显热部分能量不可忽略, 本文实验条件下得到水滴的平均热流密度为0.014-0.110 W·mm^-2.     

横向和纵向加热涂钨平台石墨炉原子吸收光谱法测定镓的比较

分别优化了横向加热和纵向加热涂钨平台石墨炉原子吸收光谱法测定镓的条件。结果显示,纵向加热方式的原子化温度比横向加热低,在灰化温度、进样量、酸介质的影响和化学改进剂等方面,两者没有显著差别。纵向加热的灵敏度高于横向加热,线性范围也比横向加热宽;但是采用横向加热方式能获得更低的检出限和更强的抗干扰能力。     

高效液相色谱-加热电喷雾串联三重四级杆质谱法测定蔬菜中18种常用农药残留

建立了蔬菜中18种农药残留的高效液相色谱-加热电喷雾串联三重四级杆质谱测定方法.样品由乙腈提取,氨基柱净化,经C18液相色谱柱分离后,加热电喷雾离子源正负离子同时采集,在选择反应监测模式下进行测定.结果表明,该方法简便、快速、灵敏,方法的线性范围、回收率、精密度和检出限均符合农药残留分析的要求.     

Aerodynamics of indirect thrust measurement by the impulse method

The aerodynamic aspects of indirect thrust measurement by the impulse method have been studied both experimentally and numerically. The underlying basic aerodynamic principle is outlined, the phenomena in subsonic, supersonic and arc-heated jets are explored, and factors affecting the accuracy of the method are studied and discussed. Results show that the impulse method is reliable for indirect thrust measurement if certain basic requirements are met, and a simple guideline for its proper application is given.