共查询到20条相似文献,搜索用时 687 毫秒
1.
温度对液体中超声速度的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
本文导出了超声波速度同液体压缩系数及密度关系,研究了压缩系数及密度与温度的关系,进而研究了温度对声速及声时的影响,用实验测量了不同的液体成份下的声时同温度的关系,从而提出了进行液体成份分析所必需的参量,对用超声波分析液体成份提供了理论依据,对提高产品质量及实现工业在线检测有一定的实用价值。 相似文献
2.
3.
《南昌航空工业学院学报》2019,(4)
以咔唑与S,S-二氧-二苯并噻吩为单体制备了交替共聚物pCzFSO;系统研究了聚合物pCzFSO的热、光物理和电化学等性能,并探讨了其作为红光磷光主体材料在电致发光器件中的应用。研究结果表明:聚合物pCzFSO的热分解温度为426℃,带隙为2.77 eV,HOMO/LUMO能级为-5.65 eV/-2.88 eV;以聚合物PCzFSO为发光层制作的电致发光器件ITO/PEDOT:PSS/PVK/pCzFSO/Ba/Al发天蓝光,最大流明效率为0.80 cd/A,最大亮度为635 cd/m~2;以聚合物pCzFSO为主体材料制作的磷光电致发光器件ITO/PEDOT:PSS/PVK/pCzFSO:Ir(Piq)_3/Ba/Al的最大流明效率为1.62 cd/A,最大亮度为1 990 cd/m~2。聚合物pCzFSO是一种有潜力的红光磷光主体材料。 相似文献
4.
磷光热图测热技术基于磷光材料的温度敏感特性,是应用于风洞热环境测量的新型全场热流测量方法,近年来在欧美等国得到了高速发展.在中国航天空气动力技术研究院搭建了一套磷光热图系统,采用20°压缩拐角模型开展了重复性试验及铂薄膜电阻温度计对比和纹影验证试验.试验结果表明:热流测量特征区域结果与纹影照片符合良好;技术自身重复性误差小于5%;平板热流与理论值误差小于10%;与铂薄膜电阻温度计的对比误差小于20%,此误差主要由铂薄膜电阻温度计的测量散布度引起.该技术通过单次试验获得模型全场热环境数据,且能够捕获热流峰值区域,是一种全面高效的热环境测量手段. 相似文献
5.
为了更深入精确地研究航空器尾涡演变规律,保障航空器安全运行,本文采用数值模拟方法对不同温度垂直递减率下A330-300飞机尾流的耗散规律进行了研究。数值模拟选择SST (Shear stress transport) k-ω湍流模型,通过构建5种不同温度垂直递减率下的温度场,并在温度场内编译A330-300飞机尾流场实现不同温度垂直递减率下的演化。通过数值模拟结果与雷达探测数据的对比验证了数值模拟方法可靠性。计算结果表明,一般湍流强度下,不同的温度垂直递减率主要作用于尾涡衰减阶段,通过改变尾涡内外温度影响尾涡演化。温度垂直递减率越小,尾涡衰减区环量减小得越快;温度垂直递减率越大,尾涡下沉的速率越大,快速耗散后的涡核间距越大。 相似文献
6.
用控制体/有限元方法建立了树脂传递成型工艺过程中树脂流动和温度变化的数学模型。考虑到热传导效应和树脂放热反应对温度变化的影响,对树脂传递成型工艺过程中树脂流动、温度变化的数值求解方法及相应的精度和收敛性进行了分析,最后对两种不同树脂传递成型工艺过程中的温度变化进行了计算,并与相应实验结果作了对比。结果表明,本建立的数学模型能有效地确定树脂传递成型工艺过程中树脂流动和温度变化,且与试验结果吻合的较好。 相似文献
7.
8.
多层壁瞬态温度分布计算 总被引:3,自引:0,他引:3
风挡玻璃电防冰和除冰装置、飞机机翼及直升机旋翼电除冰装量都是有内加热的多层壁。这些多层壁中温度分布计算不仅在这些装置的设计计算中是必需的,而且在考虑多层壁的热变形及热应力时也是必要的。本文用数值法对有内加热的多层壁温度分布进行了研究,根据导热微分方程及各种边界条件,用克兰克-尼可尔辛法推出了典型结构的有限差表示式,然后用高斯-赛德迭代法求解线性方程组,得到了可用于多层壁瞬态温度分布的计算软件。本文用该软件对实际的多层金属壁及多层玻璃作了计算。计算表明,计算结果与文[3—5]所得结果相符。本文所述的方法可推广到二维及三维瞬态多层壁温度分布计算,也可用于无内加热层的多层壁温度计算。 相似文献
9.
航空发动机进气温度畸变研究综述 总被引:2,自引:0,他引:2
进气温度畸变是影响航空发动机稳定工作的重要因素,本文首先概述了航空发动机进气温度畸变的来源,介绍了国内外围绕温度畸变引入机制开展的流动机理研究进展,总结了进气温度畸变对推进系统部件和发动机总体的影响。其次,分析了国内外现有的温度畸变模拟装置结构、工作原理与性能特性,介绍了利用畸变模拟装置开展机理研究与工程应用研究取得的进展。进一步,对比分析了各类温度畸变评定措施和评定标准,介绍了进气温度畸变测试环节涉及的关键技术。最后,列举了航空发动机进气温度畸变的抑制技术及针对温度畸变的发动机防喘控制技术,分析了各种技术的优缺点。航空发动机进气温度畸变研究对发动机抗温度畸变设计和测试具有重要的指导意义。 相似文献
10.
为了满足动态燃烧试验对燃烧过程中燃烧放热量、温度、压力多参数动态测量的要求,研制了一套燃烧动态测试系统。首先从理论上分析了碳氢燃料燃烧时的化学反应过程与物理现象,采用光电传感技术,实现了对动态燃烧过程放热量的非接触式测量;其次运用动态理论详细研究了热电偶的动态特性,完善了用双丝频谱补偿法测量动态温度的方法;最后选择了合理的动态压力的测量方案。同时介绍了该系统的结构及工作特点、系统的动态联调结果等。试验表明了测试该系统具有所测参数多、工作性能稳定、动态响应快等特点,可广泛应用于动态与稳态燃烧试验研究或工业过程监控测量中 相似文献
11.
提出了一种可用于多种场合的光纤温度检测系统。该系统具有反射式结构,由热双金属片、连杆-活塞机构、光栅及光纤探头组成。温度变化引起热双金属片变形,通过连杆-活塞机构,使得光栅在竖直方向移动。光纤探头用来检测由于温度变化引起光栅移动产生的条纹数。通过光纤光缆可以将检测信号传输1km以上,系统的温度测量范围达到100℃,精度达±0.2℃。 相似文献
12.
圆排波瓣圆柱混合管的气动特性实验研究 总被引:15,自引:0,他引:15
建立了实验装置,对圆排波瓣喷管与8只圆柱混合管相配合,进行了冷热态实验。得出了它们引射混合的引射流量比随主次流温度比、混合管截面比、次流进口截面比的变化关系曲线。另外,还对不同温度下修正流量比的温度指数进行了研究,得出圆排波瓣圆柱混合管引射混合器的修正流量比温度指数n=0.4。 相似文献
13.
特殊条件下的远程、快速温度测量的前沿需求,对经典温度传感技术提出了挑战。磁学原理测温方法在这些领域颇具潜力,磁纳米粒子具备显著高效的温度–磁场转换效应及纳秒尺度的响应时间,可实现远程、高精度、快速的温度测量。本文综述了目前国内外磁纳米测温技术的发展现状,具体包括几种不同的磁纳米温度测量物理模型及仿真分析方法,以及相应的温度信息提取方法与测量系统设计。基于磁纳米粒子的远程温度测量方法主要原理是测量磁化率或磁化强度信号,通过Langevin磁学模型获取温度信息。多个原型实验证明了磁纳米测温技术在远程或超快速等约束条件下应用的可行性。磁纳米温度计为大功率芯片的结温测量、瞬态温度测量、穿透金属的远程温度测量以及高超声速风洞转捩点下游温度成像等极端条件下的温度测量提供了一种新的测量工具。 相似文献
14.
发动机燃烧流场温度的准确实时诊断对研究燃烧机理、提高燃烧效率及降低污染物排放等至关重要。分析了 TDLAS 技术二次谐波法免标定测温原理,实现了利用该技术对直联式超燃冲压发动机燃烧室内部温度的在线测量,并采用电控平移台扫描的方式实现了发动机出口与扩张段温度随空间变化的测量。结果表明该发动机燃烧特性主要有:(1)发动机出口与扩张段,氢气与乙烯两种燃料燃烧状况基本相同,且随着沿 y 轴自下往上扫描,温度逐渐升高;(2)发动机燃烧室内,氢气燃烧时的温度比乙烯燃烧时的温度要高和稳定;氢气燃烧过程温度基本处于2100K 左右,乙烯从点火至燃烧结束温度从2000K 左右逐渐降至1250K 左右。TDLAS 技术在复杂燃烧环境下的工程应用表明该技术具有抗干扰能力强、数据处理速度快的优点,可用于研制发动机燃烧场温度在线监测传感器。 相似文献
15.
柔性热膜微传感器应用于流体壁面剪应力测量时,流体温度对传感器输出有很大影响,因此有必要对工作在非标定温度下的传感器输出信号进行修正补偿。重点研究了水下测量时传感器输出与水温的关系以及温度修正方法。通过分析传感器过热比和流体物理性质与温度的相关性,建立了流体温度与传感器过热比和标定系数的函数关系。在此基础上,提出了一种用于水下剪应力测量的温度修正方法,可以有效减小水温对传感器输出的影响。经实验验证,该方法可以使工作在25℃、28℃水温环境下的传感器输出值与其20℃标定值的相对误差从23.7%和37.1%回落到0.82%和0.83%。 相似文献
16.
针对道面板在飞机荷载与温度耦合场复合作用下的道面寿命问题,首先,通过试验准确测量基于道面板深度的温度分布情况,得出了不同厚度道面板最大温度梯度推荐值,确定了仿真温度场加载参数。然后,在大量仿真试验分析的基础上,开展土基模量、道面板厚度和温差因素对道面板内应力的敏感性影响分析,建立温度应力与温差相关性关系模型,并通过实例验证其有效性。最后,在道面板临界荷位处进行飞机与温度耦合仿真加载试验分析,结果表明温度梯度和飞机荷载共同作用下产生的耦合应力小于温度翘曲应力和荷载应力的叠加之和,两者相差4.93%。基于荷载和温度耦合作用下的应力损伤累积原理,计算道面剩余容许作用次数,构建耦合场下道面剩余寿命评价模型,并进行实例应用。 相似文献
17.
高超声速飞行试验气动热测量对快响应、小型化的热流传感器提出了需求,双结点热电偶传感器具有响应快、尺寸小、测量信息丰富等优点,是飞行试验热流测量的优质解决方案。以双结点热电偶传感器为研究对象,开展了传感器测量原理、传感器结构以及测量方法研究,并将该传感器应用于飞行试验模型壁面温度测量。试验结果表明:双结点热电偶传感器可同时测量模型表面温度和背面温度;背温测量误差相对较大,背温测量结点尺寸较大、背温测量结点与模型壁面之间的绝缘涂层是影响背温测量结点热响应的主要原因。针对双结点热电偶传感器,目前尚缺乏相应的热流辨识方法。 相似文献
18.
为实现高压、受限空间条件下燃烧火焰二维温度场的测量,研究了基于碘分子超精细吸收凹陷的滤波瑞利散射技术。设计了一套滤波瑞利散射温度测量装置,主要由种子激光注入Nd:YAG激光器、碘分子滤波池、ICCD相机等组成。利用该测量装置,在高压火焰炉上开展了0.1~0.5MPa条件下的甲烷/空气预混火焰温度测量实验,结果表明:滤波瑞利散射测温技术能有效抑制米散射和背景杂散光的干扰,能在受限空间和带压条件下获得瞬态燃烧火焰温度场的分布,并且温度测量的相对不确定度优于15%;与热电偶温度测量实验的结果进行了对比,两者的偏差小于10%。因此,有望将滤波瑞利散射测温技术应用于发动机燃烧场温度诊断实验。 相似文献
19.