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1.
系统研究了Nd0.5Ca0.5Mn1-xAlxO3(x=0,0.03)单相多晶样品在低温下的电磁性质和超声特性.电阻和磁化率测量表明,Nd0.5Ca0.5O3体系在TCO-257 K处发生了电荷有序相变.超声声速从室温开始随着温度的降低逐渐减小,并在TCO附近达到最小,之后,随着温度的进一步降低,声速急刷增加,同时伴随着一个尖锐的超声衰减峰出现.TCO附近的超声异常表明体系中存在着强烈的电-声子相互作用,该电-声子耦合来源于Mn3 的Jahn-Teller效应.在低温下,出现了另一个超声衰减峰,它的出现归结为反铁磁相与顺磁相之间的相分离现象.随着Al在Mn位的掺入,超声声速的最低点和衰减峰向低温移动,表明体系中的电荷有序态和反铁磁相均被部分抑制, 相似文献
2.
超声波波型转换与表面波的检测 总被引:1,自引:0,他引:1
分析了超声波纵波、横波、表面波3种波型的产生条件和声速关系,检测了超声波在固体表面的波型转换,并测量了声表面波的速度,讨论了声表面波在超声延迟线方面的应用. 相似文献
3.
实验室中水声材料声学参数的测量主要在水声声管中进行。管内平面波声速是正确测量这些参数的基础。该文提出一种基于四水听器结合不同边界的测量充水弹性管中声速的新方法。该方法利用4个固定位置处的水听器,采用最小二乘的方法,使得两组水听器分别得到的声管末端入射波声压差值的平方最小的声速即为管内平面波声速。该方法利用单频信号,在每一频率点均可测得声速,可以在任一种声管末端边界下进行测量,同时无需知道各水听器到边界的精确距离,在文中的3种边界下声速测量结果具有很好的一致性,实验操作简单、误差很小。该方法的仿真结果与管内声速的理论值吻合得很好,同时实验测量结果与仿真值之间的误差很小,证明了方法的准确性以及鲁棒性,为声管声速测量提供一个很好的思路。 相似文献
4.
文章发展了高超声速飞行器辐射平衡壁温下有限催化的数值方法,将数值模拟结果与基于返回舱外形的风洞实验数据进行了对比,并进一步针对典型高超声速飞行器钝双锥研究了辐射平衡壁温下有限催化对气动热环境的影响规律.针对返回舱外形的数值实验表明,完全催化与完全非催化边界条件下壁面热流密度均与风洞实验结果偏差较大,而采用合适的有限催化模型获得的壁面热流密度与风洞实验结果符合良好.针对典型高超声速飞行器钝双锥的研究表明,在辐射平衡温度边界条件下驻点附近氧原子的催化复合系数约为0.17,氮原子的催化复合系数约为0.026,大面积区则分别降为0.005 3和0.01.在驻点热流密度方面,完全催化的壁面热流峰值比有限催化高约21%,而完全非催化的壁面热流峰值比有限催化低约29%. 相似文献
5.
基于第一性原理GGA-PBE方法计算了零温下Fe3C的状态方程和声速.使用半经验方法确定了 Fe3C在高压下的晶格和电子格林爱森(Grüneison)参数.将Fe3C的0-K等温线外推至内地核条件,发现需要3.1wt%碳才能解释内地核的密度亏损问题.计算出的Fe3C的纵波声速(Vp)高于纯铁,且横波声速(Vs)与纯铁相... 相似文献
6.
7.
8.
高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚声速、跨声速、超声速特性.文章对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析,总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则,然后采用RANS方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先,以NACA64A-204翼型为基准翼型,采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究,得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后,以优化得到的新翼型为原始翼型,开展多目标优化设计,获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集. 相似文献
9.
通过采取快速插入、建立同步采集系统等措施,在中国航天空气动力技术研究院FD-07常规高超声速风洞建立了磷光热图技术,并成功地获得了平板三角翼模型表面热流分布.基于实验结果,初步分析了来流Reynolds数等参数对三角翼表面热流分布的影响.结果表明,三角翼外形中心线处转捩靠后,两侧转捩靠前,且随着来流Reynolds数的增加,转捩位置进一步前移.总的来说,磷光热图技术能够直观地显示流动转捩发生的位置以及转捩后湍流区的形状,为高超声速飞行器热防护设计提供了一种新的技术途径. 相似文献
10.