简介：为了深入剖析氢化锂慢化剂正温度效应产生的原因,基于空间核热推进（spacenuclearthermalpropulsion,SNTP）粒子球床堆（particlebedreactor,PBR）的物理模型,使用MCNP程序,从中子热化效应、氢化锂热膨胀效应和极限情况下氢化锂热离解效应3个方面进行慢化剂正温度效应分析。研究表明,在低能区,靶核的热运动、原子之间的化学键及不同中子波之间的干涉效应不能忽略,且随着温度的升高,靶核的激发态更易被激发,此时非弹性散射更易发生、中子更易获得能量,能谱硬化;氢化锂慢化剂正温度效应对PBR堆芯反应性的影响因素中,中子热化效应占主导地位,引入的反应性达到2000pcm,氢化锂热膨胀效应和热离解效应影响较小,引入的反应性分别约为-130pcm和200pcm。

简介：通过DSC和同步辐射WAXS技术测定了结晶温度对iPP和TMB-5/iPP结晶行为的影响.结果表明,随等温结晶温度升高,iPP总结晶度变化不大,但是β晶型含量降低的同时α晶型含量增加.TMB-5是一种具有温度依赖的选择性成核剂,当等温结晶温度高于140℃时,含TMB-5成核剂的iPP的β晶型的含量急剧降低.本文进一步探讨了TMB-5对iPP结晶行为影响的机理.

简介：“惠斯通电桥测电阻及电阻温度系数”实验是大学物理实验中一项重要的研究性实验,介绍“惠斯通电桥测电阻及电阻温度系数”的基本原理及实验过程,针对实验教学中经常出现的问题,提出了一些从教学实践中总结出来的解决方法.

简介：装置通过STM32系列单片机作为控制芯片,对电流大小进行控制。同时利用电路简单、精度高的传统恒流源电路,反馈电路和控制电路设计出可以通过蓝牙控制的磁场发生器。

简介：目的：研究燃爆弹跳驱动器热-动力学模型,分析驱动器的输出性能,并通过试验验证驱动器热-动力学模型的正确性。创新点：1.建立了燃爆弹跳驱动器热-动力学模型,得到燃爆弹跳驱动器的相关输出参数随时间的变化规律;2.通过理论仿真与试验测试分析了驱动器的输出性能。方法：1.根据对燃爆弹跳机器人工作过程分析,推导出燃爆弹跳驱动器工作过程中的动力学模型,并对锁紧力与弹簧刚度参数进行测试;2.根据热-动力学模型推导出燃烧室内压力随时间变化的函数;3.通过试验测试驱动器驱动弹跳过程中压力和位移随时间的变化曲线,将测试结果与热-动力学模型仿真的结果进行比较。结论：1.建立了燃爆弹跳驱动器的热-动力学模型,得到了驱动器的输出性能参数;2.试验测试结果与仿真计算结果吻合,证明了驱动器热-动力学模型的正确性。

简介：采用两个同类型放大器芯片负载共享并联输出技术,设计了一种新型大动态范围示波器信道保护电路.该保护电路输入、输出电压幅度范围均为±10V,线性良好,输出电压噪声均方根值低于229μV,大信号带宽优于200MHz.当输入电压幅度超过±10V范围时,输出电压幅度稳定在±10V附近,无明显上冲、下冲现象,可以有效防止大电压幅度输入信号损坏示波器信道,达到保护示波器测试数据安全的目的.

简介：低Reynolds数流动由于自身特点导致气动特性严重恶化，非定常、非线性效应突出且预测困难，加之相关基础理论研究不足，给以临近空间低速飞行器和高性能微小型飞行器为代表的低Reynolds数飞行器的开发和研制带来了瓶颈和挑战.首先概述了飞行器低Reynolds数的范畴、低Reynolds数空气动力学的主要问题与挑战.随后从低Reynolds数层流分离基础理论出发，依次介绍了低Reynolds数层流分离经典理论、低Reynolds数层流分离非定常流动特性、低Reynolds数后缘层流分离泡.在此基础上，通过对经典长层流分离泡与后缘层流分离泡力学特性的差异以及随攻角和Reynolds数的演化规律的详细分析，逐步揭示了一些低Reynolds数复杂气动效应的本质，如小攻角升力系数的非线性效应，翼型随Reynolds数下降气动特性的二次恶化效应等.最后对低Reynolds数流动基础理论的发展过程进行了总结，并对层流分离诱导转捩及再附效应等复杂流动问题进行了展望.

简介：基于SolidWorks软件建立实体建模,导入ANSYS软件进行模态分析,将实体模型简化为圆盘转子模型进行谐响应分析。

简介：从阻力主导惯性再入到升力主导机动再入是无动力高超声速飞行器的主要发展方向,文章讨论了任务使命动力配置飞行模式及总体规模限制下的布局设计原则,研究了不同构型升阻效率及升力载荷系数与模线形状横截面形状及容积利用率分段装填容积间的关系,探讨了包括拉起/下压滑翔弹跳/滑翔等射面机动与Z字螺旋锥形空间机动等飞行模式与匹配的气动操纵面设计质心布置压心/静稳定裕度纵横向静动稳定性等,从热安全角度提出了总体/气动/防热/结构/弹道/控制等多物理场高度耦合下的飞行器热力气动布局多学科设计优化,结合非惯性弹道飞行器气动布局设计问题,给出了满足分段容积要求防热要求及操稳要求的飞行器气动构型设计优化实例.

简介：介绍了微结构半导体中子探测器的原理,从微结构形式、制作工艺、理论模拟及实验研究等方面综述了微结构半导体中子探测器近年来的研究进展。可以看出,微结构半导体中子探测器结构、参数、中子转换材料填充密度及甄别阀大小等因素对中子探测效率有影响。微结构半导体中子探测器具有中子探测效率高、体积小、时间响应快、工作偏压低等优点,是替代^3He正比计数管的理想器件。

简介：主要是输出300Hz-3KHz范围类的信号频率,并将输出信号放大10倍,用Multisim观察检测结果。

简介：基于方波的傅里叶级数理论,设计了一种双层同轴结构的方波快脉冲直线变压器驱动源（fastlineartransformerdriver,FLTD）模块。依据20kJ-KrF准分子激光驱动源的参数要求,估算了放电支路、磁芯以及FLTD次级参数。设计的方波FLTD模块直径为2.6m,高度为0.23m,含36个主放电支路、16个3次谐波放电支路和8个5次谐波放电支路。建立了方波FLTDPSPICE电路模型,模拟结果表明,FLTD模块输出为近似方波,电流峰值为950kA,上升时间为46ns,90%峰值的平顶宽度为217ns。

简介：大飞机具有轻质大柔性特点,使得气动/结构耦合作用增强,在设计过程中需要考虑这种耦合效应,直接调用CSD/CFD方法计算周期长,无法满足工程需要.代理模型方法由于能显著提高工程优化设计的效率,已广泛应用于飞行器气动外形优化设计中.采用Kriging方法建立代理模型,通过求解EI函数最大值得到需添加的样本点以更新代理模型,提高代理模型的拟合精度,结合改进的粒子群最优化方法对大飞机的结构刚度进行了优化设计.结果表明,该优化方法能够处理复杂目标的全局优化问题,在保证升力系数及纵向稳定性能不恶化的前提下,降低飞机巡航状态的飞行阻力.

简介：从光学谐振腔阈值条件的推导出发,利用光学薄膜设计软件Filmstar为谐振腔的左右腔镜各设计了两种光学薄膜,使1030.5nm-1055.5nm波段连续可调谐的Yb：YAG激光器实现了工作状态的最优化.针对左右腔镜,对设计方案所得结果进行了比较,并分析了方案的可行性.结果表明,左腔镜两设计方案与优化目标的差距均小于1.15%;右腔镜两设计方案与优化目标的差距均小于0.05%,本文设计为激光器谐振腔的腔镜镀膜提供了可靠的理论依据.

简介：对一款国产CMOS图像传感器进行了不同射线粒子的辐照试验,研究了质子、中子和γ射线等粒子辐照对器件饱和输出电压的影响.试验结果表明,在γ射线和质子辐照下,器件的饱和输出电压显著退化,而在中子辐照下,饱和输出电压基本保持不变,表现出较好的抗中子能力.对γ射线和质子辐照下器件饱和输出电压的退化机理进行了分析,饱和输出电压的退化主要受电离总剂量效应影响：随着辐照累积剂量的增加,饱和输出电压逐渐减小且在退火中的变化趋势与CMOS图像传感器像素单元的饱和输出信号变化趋势一致.辐照导致饱和输出电压退化的主要原因是光敏二极管周围的LOCOS隔离氧化层内产生了大量的辐照感生电荷.

简介：介绍了一种小型的高压纳秒脉冲发生器,该发生器的主要结构单元包括螺旋型多倍宽脉冲形成线和电晕火花开关。其中,螺旋型多倍宽脉冲形成线由Tesla外线和多段螺旋阶梯内线构成,阶梯线置于Tesla内磁芯的内部,结构紧凑;电晕火花开关有利于发生器的重频稳定工作。该发生器整体长度约630mm,形成线采用MIDEL7131合成酯介质,以5倍脉宽形成脉冲时可以输出23ns脉冲,波形前沿快,平顶好,输出脉冲电压约105kV,重频30Hz。

简介：利用Geant4工具包,采用强迫碰撞方法,模拟氘氚聚变中子与反冲质子法脉冲中子探测系统中的聚乙烯靶作用产生反冲质子的过程,计算了反冲质子在不同厚度Si-PIN半导体探测器灵敏区中的能量沉积谱,并将模拟计算结果与实验结果进行比较,分析给出了探测器灵敏区厚度。结果表明,计算得到的探测器灵敏区厚度与探测器灵敏区真实厚度在3%以内吻合,证明了模拟计算方法的可行性。同时,还计算了不同厚度的铝吸收片条件下,反冲质子在探测器灵敏区内的能量沉积,得到了沉积能量随铝吸收片厚度的变化曲线,可为反冲质子法脉冲中子探测器系统设计提供参考。

简介：采用放电测量和光学诊断技术对三电极等离子体合成射流激励器电特性及流场特性进行了实验研究,分析了放电电容、激励器腔体体积和射流出口直径对三电极等离子体合成射流流场分布及速度特性的影响.实验结果表明:三电极等离子体合成射流激励器放电过程包含触发、放电增强、放电衰减和电弧熄灭四个阶段,表现出典型的欠阻尼放电特征;等离子体合成射流流场包含射流主流、前驱激波和复杂的反射波系.放电电容、腔体体积和射流出口直径均存在一阈值,当电容和出口直径小于阈值、腔体体积大于阈值时,前驱激波以当地声速(约345m/s)恒速传播,否则前驱激波则以大于345m/s的速度传播,且与射流速度呈现相同的变化趋势,即随着放电电容和出口直径的增加而增大,随着腔体体积的增加而减小.

简介：等离子体合成射流控制技术因其具有不需要外部气源,工作频带宽,射流速度高,射流净质量通量为零,低功耗,激励器形式多样,环境适应性强等特点,成为了目前针对高速流场主动流动控制技术中应用潜能大、有望实现实际工程应用突破的流动控制装置.传统的等离子体激励器的出口多为垂直于流向或与流向成一定夹角,故垂直于流向的动量分量会对激励器的流动控制能力产生影响.为增强流向动量注入能力,拟设计一种新型的水平动量注入型等离子体合成射流激励器.本文主要内容有:采用外部电路电参数测量与高速纹影技术,对激励器常压下单周期工作特性与重频工作特性进行了初步研究.对水平动量注入型等离子体合成射流激励器的射流结构进行分析,探究该激励器工作频率对射流流场的流场特性与控制能力的影响.最后在高速纹影测量的基础上,开展了激励器高频工作时均出口动压的研究.实验表明:水平动量注入型激励器单周期射流初始速度达到220m/s单周期激波初始速度达到477m/s.此外,工作频率对于激励器的影响主要体现在对激励器控制范围的影响,当激励器工作频率增高时,在相同位置时激励器的动压输入能力下降.

简介：临近空间高超声速飞行器具有速度快、突防能力强、杀伤力大等特点,是当今世界各军事强国新型武器的重点发展方向.其中,气动力和气动热是高超声速飞行器的两项重要指标,也是高超声速技术研究的重点内容.文章综述了国内外临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状,分析了研究的发展趋势,并分别从工程计算、数值仿真以及实验研究3个方面介绍了高超声速飞行器气动力及气动热的研究技术和方法.