摘要：研究一种可见光/红外转换薄膜.给出转换薄膜热扩散的理论公式,并进行求解,得出薄膜的温度扩散分布曲线.对于3种不同厚度的薄膜热扩散距离的仿真结果分别为113.0,113.4,114.2μm.制备了不同厚度的聚酰亚胺薄膜并设计了实验,热扩散距离的实验结果分别为119.6,121.6,122.8μm.实验结果表明,该理论模型是基本正确的.基于这种薄膜制备的可见光/红外图像转换器,可用于对各种红外成像仪器进行性能检测和实验.

摘要：为辅助研究鱼类MPF推进模式中的柔性长鳍波动推进动力学问题,论文研究了构建柔性长鳍波动推进流体动力测试平台的技术方案.论文首先根据功能需求确定了测试平台的总体结构,并着重讨论了作为受试模型的柔性长鳍仿生装置以及具有6分力与6自由度运动参数测量功能的流体动力测量系统的设计与实现.测试平台利用仿生装置模拟仿生对象多种波动运动模式,借助测量系统对受试模型的各种波动运动进行静态与动态流体动力/力矩测量,并通过测控系统对整个平台进行远程测控.论文研究的测试平台将为柔性长鳍波动推进机理及控制技术研究提供重要试验平台.

摘要：为解决运载火箭综合电子系统各功能模块之间信息交互复杂、传输路径长的问题,提出一种基于有向图的运载火箭综合电子系统设计方法.将运载火箭综合电子系统的功能模块抽象为有向图的节点,利用有向边表示功能模块之间的信息流向,构造运载火箭综合电子系统的功能结构有向图.通过有向图建立运载火箭综合电子系统的邻接矩阵,计算传递次数和可达矩阵,并利用可达矩阵对运载火箭综合电子系统功能结构开展分析与优化.实现运载火箭综合电子系统功能结构的最优层次划分,有效简化信息传输关系,缩短信息传输路径,提升运载火箭综合电子系统信息传输效率37.5%.

摘要：为了提高制导航弹的射程,在滑翔增程技术研究基础上提出了远程卫星制导炸弹的气动布局方案,即采取大展弦比上弹翼、"×"形全动尾舵的正常式气动布局,通过计算选择了外形参数.对所提出的外形方案进行了风洞测力实验.实验条件为:滚转角φ=0(弹翼水平,尾翼呈"×"形),22.5°,45.0°;马赫数Ma=0.6,0.8,1.0;攻角α=0～12°;舵偏角δ=0,δz=-5°,-10°(俯仰控制),δy=-5°,-10°(偏航控制),δx=-5°,-10°(滚转控制).模型有弹翼张开与折叠两种状态.实验结果表明,所设计的卫星制导炸弹的纵向稳定性与操纵性协调匹配,全动尾舵的控制效率很高,最有利于滑翔飞行的攻角为αopt=4°～6°,最大升阻比Kmax>10,在12km高度投弹,射程可达到120km以上.

摘要：研究了SOI衬底上SiGe npn异质结晶体管的设计优化.给出了器件基本直流交流特性曲线,分析了与常规SiGeHBT的不同.由于SOI衬底的引入使SOI SiGe HBT成为四端器件,重点研究了衬底偏压对Gummel曲线、输出特性曲线以及雪崩电流的影响.最后仿真实现材料物理参数和几何物理参数对频率特性的改变.结果表明SOI SiGeHBT与常规器件相比具有更大的设计自由度.SOI SiGe HBT的系统分析为毫米波SOI SiGe BiCMOS电路的设计提供了有价值的参考.

摘要：分析了衍射光学元件在红外折射－衍射混合光学系统中的消热差特性，指出衍射光学元件本身对热差的贡献是微小的，但它的特殊色散特性却在红外折射－衍射混合光学系统设计中间接地起到了消热差的作用。设计了适用于３～５μｍ波段的红外折射－衍射混合光学系统并进行了分析。

摘要：互连长度是版图设计中的重要参数,为了改善电路的布局布线,需要对互连长度进行可靠的估计.提出了一种包含外部连接的改进线长估计算法,通过考虑最佳布局的内在特征,得出外部连接的互连长度分布和平均外部连接长度的计算公式.同时考虑外部连接和内部连接两类互连,获得了平均互连长度的解析表达式.基准电路实例表明,相对于Donath技术和改进Donath技术,利用这种算法得到的平均互连长度误差分别降低了29%和5%.

摘要：设计了一种可控刚度阻尼的油气悬架,在对其结构和工作原理进行分析的基础上,建立了油气悬架非线性数学模型,通过理论分析、仿真与台架试验,表明所建立的数学模型正确可靠,蓄能器的工作总容积对刚度特性有明显影响、节流孔面积对阻尼特性影响显著。通过改变蓄能器连通数目的方法改变了蓄能器的工作总容积,从而系统的刚度特性也得到了控制;通过改变节流孔的大小来改变系统的阻尼特性非常有效。

摘要：提出了一种新颖的提高峰值电流模DC/DC带载能力的限流设计,将斜坡补偿的采样电流放大信号与斜坡补偿的正温度系数电压信号相比较,代替传统的固定电压限流,消除斜坡补偿对带载能力的影响,并对采样结构的正温度特性进行温度补偿,提高了DC/DC转换器带载能力.该电路基于TSMC的0.25μm BCD工艺设计,投片测试结果表明:占空比在10%～80%变化时,电感电流最大值相对变化量小于5%;温度在-40～120℃变化时,电感电流最大值相对变化量小于6.5%.

摘要：针对微小型飞行器安装空间小、承载能力弱的特点,提出一种"T"型结构的微惯性测量单元(MIMU)系统设计方法,采用基于微机电系统(MEMS)技术的新一代微型惯性器件,在深入分析MIMU结构设计基本原则和方法的基础上,设计加工了"T"型支撑结构并组成了实际系统。该MIMU系统充分利用了空间,大大地减小了体积和重量。有限元分析表明:该MIMU力学性能较高,所研制的实际系统实现了微小型飞行器的自主飞行,各性能参数满足要求,是一款适用于微小型飞行器的MIMU。