基于AFM调制电信号的矢量式纳米加工系统的开发及其应用

在Digital Instrument(DI)公司多功能SPM仪器的基础上,开发出基于原子力显微镜(AFM)调制电信号的矢量式纳米加工系统,成功地实现了纳米量级结构的加工及对加工电路中微弱电流的精密实时探测,实现了对加工电压的实时精确测量及对电容效应的实时观测等。     

通气模型内流道阻力直接测量技术

推阻特性是吸气式飞行器研制中最为关注的气动特性问题之一.为研究通气模型内流道阻力特性,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)超高速所的1m高超声速风洞上开展了吸气式飞行器通气模型内流道阻力直接测量技术研究.研究选取吸气式飞行器的一个内流道模块为研究对象,通过将内流道模块与模型其余部分进行分离设计、采用特种应变天平直接测量模型内流道气动力的方法得到通气模型内阻,同时进行了干扰因素分析和试验数据修正方法研究,开展了Ma=4条件下的内流道阻力测量试验并给出了典型试验结果.试验结果表明,通气模型内阻随攻角和喉道高度变化而变化.     

基于并行FPGA阵列的宽带转发式干扰机设计

针对目前雷达探测技术缺乏宽带转发式干扰机的现状,提出了一种基于并行FPGA阵列的宽带转发式干扰机的设计方案。首先从理论上分析确定了诱饵的灵敏度和发射功率,而后以12 bit高速DRFM模块为基础,构建了多通道并行储频转发结构,实现了可覆盖GHz级带宽的转发式干扰机系统。实验结果表明,诱饵系统在频率覆盖宽度和输出信号质量等方面均达到了预期水平。     

飞机环控温控系统的半物理仿真及在机电综合管理技术研究中的应用

机载机电系统综合控制管理(简称公管系统)是机载机电设备发展的必然趋势,为了研究公管系统对机电子系统的控制、管理功能,需要对子系统进行建模仿真。本文针对某型飞机环控温度控制系统工作过程对环控温度控制系统关键附件进行了数学建模,同时针对某课题研究内容的需要,研究如何采用半物理仿真的方法对飞机环控温度控制系统进行系统建模和环境仿真并进行了系统仿真验证试验,最后给出结论。     

低阻高隐身前缘布局特性研究

在高隐身布局设计研究中,为追求隐身特性,往往会损失部分气动效率。为更好地兼顾隐身特性和气动特性,通过对融合式布局的前缘进行修型,提出一种低阻高隐身前缘布局。对三种不同机身布局进行雷达散射特性和气动特性建模计算,得出修型后布局雷达散射截面降低,且波峰波瓣很窄,同时在气动上提高了升阻比,减小了配平损失,从而较大地提高了气动效率。     

超燃冲压发动机前体边界层转捩风洞试验方法

吸气式高超声速飞行器前体边界层强迫转捩研究是各国高超声速研究计划的重要内容之一。本文归纳总结了美国开展Hyper-X前体边界层强迫转捩研究风洞设备的选则依据和选用的主要风洞;归纳了各风洞在超燃冲压发动机前体边界层强迫转捩试验中采用的主要测量和显示技术;分析了强迫转捩扰流装置设计过程中,风洞试验研究采用的方法。     

考虑激波串的超声速燃烧流场分析模型

发展了一种考虑激波串结构的超声速燃烧流场分析模型,以应用于吸气式高超声速飞行器的设计优化过程。模型通过求解耦合有限速率化学反应的刚性常微分控制方程组来描述燃烧室内点火、燃烧等气动热力现象,采用Billig激波串模型模拟燃烧高压前传过程。采用该模型对"等直段+扩张段"、"后向台阶"和"支板喷射"三种典型构型燃烧室流场进行了计算。结果表明:所建模型正确地反映了超声速燃烧室流动中的物理化学过程;与实验数据比较,模型计算出的壁面压力分布比没有考虑激波串结构的模型符合的更好。     

空气引射式燃烧室的无焰燃烧特性分析

进一步降低燃气轮机的污染物排放就必须采用新的燃烧技术.设计的空气引射式模型燃烧室内部具有新的燃烧组织方式.火焰筒头部用非旋流高速空气引射机匣内的预热空气进行助燃,机匣内的其余冷却空气经火焰筒壁面换热后由尾部稀释孔射出,实现出口的混合调温调质.用CFD数值方法研究了模型燃烧室的无焰燃烧特性.研究结果表明新型燃烧室的各项燃烧性能优良,NOx排放远低于常规燃烧室.对低污染燃烧室设计有工程应用价值.     

可用于痕量分析的瓶顶式计量器

BottleTopTypeQuantifierforTraceAnalysisWangLixia;ZhaoLiping瓶顶式计量器可用于在实验室中对玻璃或不锈钢瓶装容器内,各种各样溶剂的计量。这些计量器肯定不会释放可能会干扰痕量分析,具有细胞毒害性,改变光学测试或影响色谱方法及残余物分析的任何物质。本文描述的一系     

面向硅压阻式压力传感器温度补偿的组合方法

提出一种面向硅压阻式压力传感器温度补偿的组合方法,采用拟合法建立不同温度下压力传感器变换函数,采用基于变换函数系数的线性插值法获得温度补偿后传感器变换函数,设计了压力传感器信号处理模块,开展了基于组合补偿方法的压力信号补偿过程仿真,结果表明经温度补偿后,压力测量精度在0.1%以内,温度补偿过程耗时约10 μs,补偿算法占用片上资源少,能够满足压气机出口压力测量要求。