为了探究真空管道高速列车气动噪声随着列车运行马赫数变化的分布规律,本文对真空管道交通(VTT)系统内高速列车气动噪声的研究主要采用理论研究和数值模拟相结合的方法。采用基于Lighthill声学分析法,建立高速列车的二维模型。运用流体软件FLUENT进行数值模拟,数值计算并分析了低压环境下真空管道内高速列车远场气动噪声的分布规律、频谱特性以及声压等声学指标;然后通过对数值模计算结果的后处理,对气动噪声数值规律总结。结果表明气流流速快、扰动作用强、脉动压力大、湍流活动剧烈的流线型车头为高速列车主要的噪声声源,即列车的气动噪声取决于列车表面脉动压力,脉动压力越强,声压值越大。

为了深入了解水蒸气喷射泵内流场结构,采用文献[1]给出的物理模型,在保持其他条件不变情况下,采用计算流体力学模拟得到不同背压下喷射泵内部压力分布图和混合室内迹线图,模拟结果与实验数据有较好的一致性。通过分析迹线图中的边界层脱离现象和压力分布图中压力的关系,得出高压力梯度作用导致了引射流体边界层分离,而边界层分离后导致有效区减小,造成引射系数急剧下降。

本文研制一种用于超高密度数据存储的硅基纳机电探针阵列器件.简要介绍了器件结构及其工作原理,并通过理论计算和有限元模拟相结合的方法实现器件的结构设计.并运用先进的微纳加工工艺技术制造出相应的器件,具体包括:先进的纳米硅尖制造技术、高电隔离性的加热电阻制作技术及其纳机电探针上加热电阻与压阻传感器集成技术等.室温下,测得该器件加热电阻器的阻值为(500～600) Ω,压阻传感器的阻值为(6～8) KΩ,在2×10-7 N预力作用于针尖处时,悬臂梁上的压阻器件灵敏度(电阻相对变化)达到了3.12×10-4,满足纳米数据坑读出对于灵敏度要求;纳米针尖曲率半径小于40 nm,满足器件高密度存储对于硅尖要求.建立一套适用于该纳机电探针的电热理论模型,利用该模型计算的结果与器件电热测试结果相吻合.

介绍了恒压式气体微流量计的组成及性能实验.实验结果表明,气体流量的测量范围为(2.96×10-9～4.76×10-4)Pa·m3/s,不确定度小于4%.标准漏孔的校准结果与德国PTB校准结果的一致性好于1.3%.

介绍了固定流导法极小气体流量测量技术,利用流导值为10-9m3/s量级的精密小孔,通过在10-110 Pa范围内调节进气压力,实现了10-810-10Pa·m3/s的流量测量,合成标准不确定度为0.94%。利用流导比值为187.9的两个激光小孔,将固定流导法产生了流量分流为总流量的0.53%,实现了10-1010-12Pa·m3/s范围内流量的测量,合成标准不确定度为1.2%。利用极小气体流量测量技术校准了小于10-8Pa·m3/s量级的真空漏孔,而且避免了四极质谱计的非线性引入的测量不确定度。与现有气体流量测量技术相比,提出的极小气体流量测量技术将测量下限延伸了4个数量级。

从麦克斯韦速率分布函数和克努曾的＂吸附层＂假说出发,推导出静电悬浮加速度计核心部分因辐射计效应和残余气体平衡态阻尼引入的加速度热噪声表达式。指出辐射计效应是加速度计噪声的一个重要来源,气体阻尼的影响相对较小;加速度计长期保持优良的高真空是控制这两项噪声水平的必要措施;认为出气效应比辐射计效应大一到两个数量级是错误的。

基于相干布居囚禁（CPT）原理芯片级原子钟（CSAC）原子腔体积小、采用微电子机械系统硅-玻璃键合工艺制造,其气密性是决定CSAC寿命的关键因素。本文提出了＂多层缓冲原子腔＂方案大幅度提高原子腔的气密性能,从而提高CPT CSAC的稳定性和寿命。建立了一个＂毛细管等效气流模型＂模拟多层缓冲原子腔的泄漏以分析原子腔的气密性能,应用Matlab仿真对比了单层密封、多层密封、添加保护腔等不同方式下气密性能的改善幅度。仿真结果验证了＂多层缓冲原子腔＂在提高CPT CSAC物理系统气密性能方面的可行性和有效性,为原子腔的设计提供指导。

载人航天器对密封性能要求极为严苛,密封结构的泄漏特性与温度相关。本文研究了一种典型的硅橡胶密封结构的泄漏方式,通过对低温下橡胶材料的透气性能的测试,结果表明:从50℃下降到5℃时、气体通过材料的渗透量降低约一个数量级。本文还通过实测材料在低温下的应力-应变关系、低温下材料的收缩特性,借助ABAQUS分析软件建立了该结构的压缩状态的有限元模型,得到了低温下密封应力变化情况,并据此计算了界面泄漏结果:低温下,密封结构的界面泄漏量略有所增大。本文研究的某典型橡胶密封结构在低温下的气体渗透泄漏和界面泄漏的量化数据,为产品在低温下的使用可靠性评估打下基础,也为类似结构设计提供参考。

嫦娥五号探测器的月球样品封装装置采用了一种金属密封技术,嫦娥五号也证明了这种密封技术的正确性,但这种金属密封的参数是通过大量的实验得到的,为此,本文通过对大量实验数据的分析,为这种金属密封结构提出了一种计算方法和相应的参数模型,计算值和实验测试结果的误差不大于5%,该算法符合了设计偏差的要求。研究成果对嫦娥五号月球样品封装技术应用的推广具有重要的参考价值。

当空气绝对压力小于40 kPa时,目前尚无简便有效的气流质量流量测量手段,为此本文设计了一套新颖的流量标定装置,并提出一种了流量测量方法。在流量调节过程中,调节阀必不可少。真空状态下,流经调节阀的流量几乎完全由阀前、后压力、气流温度四个变量决定。本文由流量标定装置获取有效的数据样本,基于多元非线性回归方法建立了流量与四者的关系表达式。一定范围内只要测定四个变量,则能直接计算出相应流量。实验结果表明计算值与实测流量偏差小于3.0%。