克服“高超声障''的途径”

在高超声速飞行条件下, 流入冲压发动机燃烧室并降至低速的空气温度, 随着飞行马赫数增 加升得愈来愈高. 燃料与高温空气混合燃烧释放的化学能将部分转化为解离能. 这些解离能 在长度受限的尾喷管中难以充分复合形成推力, 使冲压发动机性能随飞行马赫数增大而急剧 下降. 导致冲压发动机不适应高超声速飞行器的推进要求. 将此定名为``高超声障'. 半个 世纪以来, 广泛采用``超声速燃烧'降低流入燃烧室的空气温度来克服这种障碍. 虽已取得 不少进展, 然而关键性难点仍需继续攻克. 为了多途径促进吸气推进高超声速飞行的实现, 提出克服``高超声障'的另一种思路：保持现有冲压发动机吸气与燃烧方式, 通过催化促进 燃气解离组分在尾喷管膨胀过程中的复合, 增大冲压发动机的推力, 达到满足高超声速飞行 器的推进要求.     

利用多孔硅层增强P型CZ硅中吸杂效率的一种新方法

A new two-step phosphorous diffusion gettering(TSPDG) process using a sacrificial porous silicon layer(PSL) is proposed.Due to a decrease in high temperature time,the TSPDG(PSL) process weakens the deterioration in performances of PSL,and increases the capability of impurity clusters to dissolve and diffuse to the gettering regions.By means of the TSPDG(PSL) process under conditions of 900℃/60 min + 700℃/30 min,the effective lifetime of minority carriers in solar-grade(SOG) Si is increased to 14.3 times ...     

高超音速飞行器及其关键技术简论

简要评述了高超音速飞行器及其关键技术, 包括: 高超音速飞行的定义、高超音速流动的特征、高超飞行覆盖范围、高超飞行器蒙皮温度、以及高超飞行设计特点; 高超飞行器的背景;高超飞行器研制的发展简史, 及经验与思考; 吸气式高超飞行器典型设计过程、发展战略、技术规划、和关键技术领域.      

HL-1装置杂质控制与补充送气初步实验

将部分真空室内壁蒸钛,使Z_(eff)降低到2左右,电流坪区拉长到近400ms。用多个窄脉冲补充送气,获得了密度较高的等离子体,最大达到3. 7×10~(13)cm。实验结果表明,当前改善HL-1装置放电品质的关键在于控制杂质。     

现代吸气剂及其应用技术

近年来，新型叹气剂的开发和应用均取得长足的进步。吸气剂在真空技术领域内愈加显示出它的重要性。本文介绍了吸气剂的吸气机理，吸气材料对氢及其同位素之间的吸附、解吸的平衡理论问题，蒸散型吸气剂和非蒸散型吸气剂的最新发展和应用等．     

吸气剂在高真空多层绝热LNG槽车内吸附性能研究

为了利用吸附等温线理论模型模拟高真空多层绝热LNG槽车内吸气剂的吸附过程,对在真空技术中常用的等温式进行了分析研究。通过实验获得吸气剂在室温下的吸氢等温线,同时利用实验数据得到考虑分子间作用力的BET模型中的参数值。将模型结果与实验数据进行对比分析,结果表明:考虑分子间作用力的BET模型不能用作高真空多层绝热LNG槽车真空夹层内吸气剂吸附量的计算。利用Temkin和Freundlich等温式分段对实验数据进行拟合,对于1#吸气剂,拟合方程式计算得出的吸附量与实验数据的相对误差仅为2.6%,表明拟合方程能够对吸气剂在室温下的吸氢量进行准确预测。     

定常吸气改善叶型气动性能的数值研究

提高叶型升力,扩大其稳定工作范围一直是叶轮机械领域关心的问题。本文针对采用定常吸气方法减缓低马赫数流动分离,改善叶型气动特性的问题,在NACA0015叶型上进行了多种工况的数值模拟。结果表明:在叶型头部吸力面分离点附近施加定常吸气,可以提高叶型升力,降低阻力,推迟失速2°左右。存在着最佳的定常吸气动量范围和吸气位置,使得其改善叶型性能的效果最大。文中还给出了定常吸气动量和施加位置等参数对叶型气动性能的一些影响规律。     

超燃冲压发动机推进性能理论分析

超燃冲压发动机的正推力问题和超声速燃烧的稳定性问题是制约超燃冲压发动机发展的两个关键气动物理问题.虽然经过50多年的研究,但是目前国内外对这两个关键问题的机理还没有研究清楚.文章首次将CJ爆轰理论应用于超燃冲压发动机推进性能分析,给出了这两个关键气动问题的理论分析结果.分析结果表明,燃烧室入口空气静温对发动机的推进性能产生重要影响.当爆轰波的爆速大于隔离段内空气来流的速度时,会向隔离段上游传播,导致发动机不起动.飞行Mach数Ma=6~8是超燃发动机的临界不稳定范围,飞行Mach数Ma>9,超声速燃烧将变得稳定.      

利用声波干涉抑制旋转式压缩机的辐射噪声

压缩机是制冷设备的主要噪声源之一,其辐射噪声的抑制很有必要.理论分析了两列声波在自由场和管道中传播特性,证实了在管道中的两列声波能够产生有效干涉从而降低声压幅值.将压缩机储液器内的双管吸气改为了单吸气,数值分析表明了改进后壳体辐射噪声得到了明显抑制.声学实验验证了数值计算结果和理论分析,单吸气压缩机总声压级降低了约1.2dB(A).