摘要：摘 要 了解微尺度气体流动特点是微机电系统设计和优化的基础.有关的研究可以上溯到20世纪初Knudsen的平面槽道流动质量流量的测量和Millikan的小球阻力系数的测量,实验结果揭示了稀薄气体效应即尺度效应对气体运动的重要影响.由于流动特征长度很小,微尺度气流经常处于滑流区甚至过渡领域,流动的相似参数为 Knudsen数和 Mach数.因此可以考虑利用相似准则,通过增大几何尺寸、减小压力的途径,解决微机电系统实验观测遇到的困难.为解决直接模拟MonteCarlo方法分析微机电系统中低速稀薄气流遇到的统计涨落困难,我们提出了信息保存法（IP）,该方法能够有效克服统计散布,并己成功用于多种微尺度气流.

摘要：1 前言随着航天、航空技术的发展,气体动力学的研究领域不断地由亚声速流动到超声速流动再向高超声速流动推进.在航天领域,人们早在1961年就已经实现了载人和不载人的高超声速飞行.目前正在以太空探测和开发为目的,研究能水平起飞可重复使用的航天飞机.在航空领域,从1903年Wright兄弟实现了速度为56km/h的人类首次飞行后,现在已经成功地设计出飞行马赫数为2～3的超声速飞机.目前正在探索研究飞行马赫数为5～10的高超声速飞机.航天、航空技术的发展是当前国际上高科技发展的重点领域之一.该领域的研究进展将孕育着一个新的高超声速飞行时代.对于像往返于大气层的航天飞行器和在大气层中飞行的高超声速飞机等此类高超声速飞行器,因其飞行马赫数很高,在飞行器的头部将形成强烈的弓形激波,诱导出很大的激波阻力.高马赫数的飞行条件还将造成发动机进气道的高焓值状态和飞行器头部强烈的热传导效应.另外,飞行器周围的空气将被飞行器前的弓形激波加热到很高的温度,从而导致空气分子的振动激发,离解,化合甚至电离,使得空气变成反应介质.这些物理化学现象,将对飞行器气动力、气动热以及飞行器周围绕流的辐射特性产生重大影响,使得由超声速理论预测的高超声速流动带有较大的偏差,这就是所谓的'真实气体效应”.例如:对载人航天飞机大气再入的研究发现,真实气体效应不仅对气动加热有很大作用,而且对飞行器气动力性能亦有重大影响[1].早期的美国航天飞机气动试验数据未考虑真实气体效应,在试飞中出现了配平攻角高出设计值一倍等气动异常现象[2].又如高超声速飞行器再入大气层时尾迹的光电特性,由平衡理论和非平衡理论的计算结果有数倍甚至量级的差别[3].为了开展高超声速飞行器的研究,需模拟飞行器的真实飞行速度和非平衡参数pL(或p2L).这要求风洞气源达到很高的温度和压力,给现有的空气动力学的地面模拟实验设备带来了新的挑战.譬如飞行器速度达7km/s时速,要求气源温度和压力分别达104 K和102MPa以上.即使高性能激波风洞,亦难达到如此高的气源参数,为此需探求能力更强的驱动方式,以提高激波风洞的性能.由此发展而来的即高焓激波风洞.60年代中期以来,国际上发展了三种强驱动方法来提高激波风洞的性能.(1)美国CALSPAN[4]研究加热轻气体(氢、氦)驱动方式.由于高温、高压状态下的氢对金属器壁具有严重侵蚀作用,限制了它的气流焓值.若使用氦气则价格过于昂贵.日常运行费用太高.(2)澳大利亚Stalker[5]自1972年始,研究发展了自由活塞驱动方式.该方法具有产生高焓值气源的能力,已在世界范围内得到推广应用.但结构复杂,造价高昂,大质量活塞高速运动导致操作技术冗杂,且有效试验时间太短.(3)Bird[6]于1957年提出爆轰驱动的概念.1988年俞鸿儒[7]提出在驱动段末端添设卸爆段以消除反射超高压造成的危险及其对下游试验流场的干扰,从而使这种费用低廉的驱动方法可用来产生高焓(同时具有高压)气源.爆轰驱动高焓激波风洞研究的进展,引起了国际同行的极大兴趣.德国亚琛工业大学,日本东北大学,美国NASA-AMES中心均已采用或着手研究这种驱动方法.由于该驱动方式具有结构简单,运行费用低廉,驱动能力强等优点.依据性能价格比,被认为是能满足地面高焓模拟试验研究要求的优选方式[8].2 爆轰驱动的工作原理1957年Bird首先提出了应用爆轰驱动激波管产生高焓气源的基本思想,并对驱动段末端和主膜处起爆的驱动方式分别进行了计算和分析.研究结果表明:驱动段上游末端起爆的爆轰驱动,由于受紧跟爆轰波后的Taylor[9]稀疏波的干扰,入射激波速度不断下降,如图1所示,激波后无定常区.主膜处起爆的爆轰驱动,爆轰波阵面向驱动段上游方向传播,如图2所示,在其它初始条件相同时,产生的入射激波强度低于前者,但在爆轰波的反射波赶上入射激波前,入射激波强度衰减较小且驱动气流的稳定状态持续时间较长.前者称之为正向爆轰驱动模式,后者称之为反向爆轰驱动模式.3 爆轰驱动激波风洞的发展考虑到反向爆轰驱动模式中爆轰波的反射波对下游流场的影响,1988年俞鸿儒提出在驱动段末端串接一卸爆段,利用爆轰波尾部的高压气体驱动激波管的新方法.其波系图如图3所示.卸爆段的作用首先是消除了向上游传播的爆轰波高反射峰压对设备的损坏,其次延缓了反射激波对下游流场的干扰.由于反向爆轰驱动模式利用爆轰波后的滞止气流作为驱动气源,产生的入射激波衰减较小,宜于用来产生高雷诺数试验气流.正向爆轰驱动模式由于受Taylor稀疏波的影响,入射激波衰减较为严重,难以应用于气动试验.但正向模式中的驱动气源不仅利用了向下游传播的爆轰波波阵面的高温、高压,而且利用了其动能,因此其驱动能力极强.如图4所示的JF10爆轰驱动激波风洞采用了由φ150mm到φ100mm的锥面变截面技术[

摘要：在风洞实验中,为了保证实验结果的可靠性,首先需要了解流场的品质。笔者自行设计研制了用于高超声速推进风洞流场测量的带有水冷装置的可移动式扫描总压耙。对于出口截面为300mm×187mm的风洞喷管,通过计算机程序控制,可在3s时间内实现全截面间歇式或连续式扫描,最大移动速度可达250mm/s,而且定位准确。通过扫描结果,分析了流场压力均匀性、稳定性以及实验结果的可重复性,同时还给出了风洞喷管出口截面的总压与马赫数等值线图。从而为超燃冲压模型发动机实验提供参考数据。

摘要：专门设计了可用于研究箭基组合循环发动机（RBCC）在起动阶段（Ma=0）所使用的引射火箭性能的实验装置.作为初步试验,研究了不同工况的引射热喷流（一次流）和被引射空气（二次流）之间混合的演变、发展过程,找出不同来流条件下影响引射性能的主要参数,为最终探明引射火箭的最佳工作条件打下基础,同时根据试验结果提出了促进一、二次流混合的可行方案,便于下一步深人研究.

摘要：报道了激光二极管泵浦 Nd∶YVO4 晶体 , 临界相位匹配 KTP晶体腔内倍频红光激光器 .通过对激光晶体热效应的考虑 ,设计了热不灵敏腔 ,最大获得了 2 73 m W671

摘要：报道了激光二极管抽运的Nd∶YVO4晶体、LBO晶体Ⅱ类非临界相位匹配腔内倍频大功率红光激光器。通过对激光晶体热效应的考虑 ,设计了热不灵敏腔 ,采用低掺杂浓度Nd∶YVO4晶体 ,获得了 6 71nm红光的最高输出为890mW。

摘要：煤油 氢双燃料的超声速燃烧室中的自点火和燃烧稳定特性在直联式试验装置上进行了实验研究。实验空气总温 1 650～ 1 980K ,总压基本保持在 1 .8MPa左右 ,燃烧室进口M数为 2 .5。用激光粒度仪测量了在加压下煤油的雾化程度。为了寻找能点燃并维持煤油稳定燃烧的最低氢当量比 ,设计加工了四种不同构型引导火焰与凹稳焰一体腔结构 ,利用氢引导火焰局部地加速煤油的化学反应和凹腔的联合促进作用与优化结合 ,发现在没有强迫点火能源条件下点燃并维持煤油稳定燃烧的最低氢当量比能降低至 0 .0 3。燃烧室的性能用简化的一维计算机程序SSC - 3作了初步估算。在长度 42 5mm的燃烧室中获得了煤油的燃烧效率 50 %。