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Proposal for a Loophole-Free Bell Test with Electron Spins of Donors in Silicon
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作者 Fang-Yu Hong Shi-Jie Xiong +1 位作者 Yang Xiang Wei Hua Tang 《Journal of Modern Physics》 2011年第9期1056-1061,共6页
So far, all experimental tests of Bell inequalities which must be satisfied by all local realistic hidden-variable theories and are violated by quantum mechanical predictions have left at least one loophole open. We p... So far, all experimental tests of Bell inequalities which must be satisfied by all local realistic hidden-variable theories and are violated by quantum mechanical predictions have left at least one loophole open. We propose a feasible setup allowing for a loophole-free test of the Bell inequalities. Two electron spin qubits of donors31P in a nanoscale silicon host in different cavities 300 m apart are entangled through a bright coherent light and postselections using homodyne measurements. The electron spins are then read out randomly and independently by Alice and Bob, respectively, with unity efficiency in less than 0.7 μs by using optically induced spin to charge transduction detected by radio-frequency single electron transistor. A violation of Bell inequality larger than 37% and 18% is achievable provided that the detection accuracy is 0.99 and 0.95, respectively. 展开更多
关键词 BELL INEQUALITY Loophole-free test DONOR spin Coherent Light
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A Calculation Method of Rolling Characteristics of Canard Missile with Free-Spinning Tails 被引量:1
2
作者 Ping’an Liu Mingyuan Liu 《Journal of Harbin Institute of Technology(New Series)》 EI CAS 2019年第6期62-68,共7页
The steady flow field of a canard missile on different angles of attack and Mach numbers were studied. Based on analysis, a method was proposed to reduce the calculation for the rolling characteristics of the canard m... The steady flow field of a canard missile on different angles of attack and Mach numbers were studied. Based on analysis, a method was proposed to reduce the calculation for the rolling characteristics of the canard missile with free-spinning tails, and was tested to obtain the relations between rolling moment coefficient, Mach number, and angle of attack. All the computed rolling moment coefficients obtained from the proposed method greatly agreed with the experimental results of FD-06 wind tunnel in CAAA, which proved that the method can not only reduce the calculation cost but also keep precision in calculating the rolling characteristics of canard missiles. 展开更多
关键词 numerical simulation canard missile free-spinning tail wind tunnel test rolling characteristics
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Φ5m立式风洞尾旋试验技术 被引量:13
3
作者 祝明红 王勋年 +4 位作者 李宝 刘义信 蒋敏 马军 张钧 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期49-53,共5页
中国空气动力研究与发展中心于2005年建成了Φ5m立式风洞。该风洞的主要功能是开展飞机自由尾旋风洞实验研究。因此,飞机尾旋试验研究与风洞建设同步进行,并于Φ5m立式风洞建成时就进行了一期民机的自由尾旋试验。笔者着重介绍了本期飞... 中国空气动力研究与发展中心于2005年建成了Φ5m立式风洞。该风洞的主要功能是开展飞机自由尾旋风洞实验研究。因此,飞机尾旋试验研究与风洞建设同步进行,并于Φ5m立式风洞建成时就进行了一期民机的自由尾旋试验。笔者着重介绍了本期飞机自由尾旋试验的试验方法、试验设备、图像采集与处理、动力相似模型设计以及飞机尾旋特性分析。通过LE-500飞机中俄自由尾旋对比试验结果分析表明:两座立式风洞中的同一飞机模型的尾旋试验结果具有较好的一致性,中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞具备了开展飞机自由尾旋试验研究的能力。 展开更多
关键词 立式风洞 尾旋试验技术 尾旋特性 飞机模型
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立式风洞尾旋技术改进及试验验证(英文) 被引量:2
4
作者 祝明红 杨洪森 +3 位作者 王勋年 吴海瀛 蒋敏 马军 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第5期94-98,共5页
为降低立式风洞尾旋试验系统对飞机自由尾旋试验结果的影响,开发了一套适用于尾旋模型的舵面遥控系统、优化了模型悬挂系统,研究了悬挂系统对飞机尾旋特性的影响。研究结果表明:研制的模型操纵面控制系统具备任意操纵面组合偏转的能力,... 为降低立式风洞尾旋试验系统对飞机自由尾旋试验结果的影响,开发了一套适用于尾旋模型的舵面遥控系统、优化了模型悬挂系统,研究了悬挂系统对飞机尾旋特性的影响。研究结果表明:研制的模型操纵面控制系统具备任意操纵面组合偏转的能力,可以满足飞机尾旋试验要求;悬挂系统各部件重量和外形变化对旋转角速度略有影响,对飞机尾旋迎角、尾旋改出方法、尾旋改出圈数等影响很小。 展开更多
关键词 自由尾旋试验 遥控 悬挂系统
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失速/尾旋模型自由飞试验的空间设计问题 被引量:2
5
作者 许光明 旷天金 郑忠培 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第2期178-185,共8页
本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已... 本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已成功地进行过的带动力遥控试验机、摇控热气飞艇带飞/投放、飞机带飞/投放的失速/尾旋模型自由飞试验为例,剖析了组成整个飞行剖面的各个飞行阶段之特点和影响因素,并以此为据提出了充分利用自由飞试验空间的一些见解。 展开更多
关键词 失速 尾旋 模型自由飞 试验
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飞机失速/偏离问题研究的技术途径 被引量:4
6
作者 许光明 《气动实验与测量控制》 CSCD 1990年第3期1-6,共6页
本文简略地评述了模型自由飞、立式风洞自由飞和常规风洞自由飞这三种模拟试验方法在飞机尾旋问题研究中的作用;着重分析了开展飞机失速/偏离问题研究的重要意义以及利用现有的大型常规低速风洞进行风洞自由飞试验的必要性与可能性;对... 本文简略地评述了模型自由飞、立式风洞自由飞和常规风洞自由飞这三种模拟试验方法在飞机尾旋问题研究中的作用;着重分析了开展飞机失速/偏离问题研究的重要意义以及利用现有的大型常规低速风洞进行风洞自由飞试验的必要性与可能性;对旋转天平在飞机尾旋问题研究中的作用提出了一些看法。 展开更多
关键词 失速 偏离 飞机 风洞试验
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飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案构想中几个问题的分析 被引量:5
7
作者 许光明 旷天金 欧阳凯 《气动实验与测量控制》 CSCD 1990年第2期7-13,共7页
本文对制定飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案时必然会遇到的一些重要问题进行了分析,其内容涉及模型缩尺比例数 K 的最佳选取、确定飞机进入螺旋特征模拟高度 H_A 的依据、模型投放高度 H_m 的变化范围和试验模型质量 M_m 的控制问... 本文对制定飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案时必然会遇到的一些重要问题进行了分析,其内容涉及模型缩尺比例数 K 的最佳选取、确定飞机进入螺旋特征模拟高度 H_A 的依据、模型投放高度 H_m 的变化范围和试验模型质量 M_m 的控制问题。本文所作的各种分析和提出的原则对各种模型自由飞失速/螺旋试验研究具有普遍意义。 展开更多
关键词 失速 螺旋 模型 自由飞试验 飞机
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旋转钝锥高超声速自由飞气动导数非对称性 被引量:2
8
作者 蒋增辉 宋威 陈农 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第5期649-654,660,共7页
分别从采用轴对称假设和考虑非对称性的角运动方程出发,通过对高超声速下(M=6)10°半锥角旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行气动参数辨识,对旋转钝锥高超声速自由飞行状态下气动导数的非对称性问题进行了分析。通过对比辨... 分别从采用轴对称假设和考虑非对称性的角运动方程出发,通过对高超声速下(M=6)10°半锥角旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行气动参数辨识,对旋转钝锥高超声速自由飞行状态下气动导数的非对称性问题进行了分析。通过对比辨识曲线与观测值的重合性,证明轴对称旋转飞行器存在气动导数非对称的问题,其动导数和Magnus力矩导数均存在较明显的非对称性,动导数的非对称性尤其严重,而静导数的对称性则较好。进一步分析发现气动导数的非对称性对旋转飞行器的瞬态角运动、及总迎角的峰、谷值及相位均存在明显影响,采用轴对称假设而获得的瞬态角运动将存在一定误差。旋转飞行器气动导数非对称性的影响不可忽略。 展开更多
关键词 旋转钝锥 非对称气动导数 风洞自由飞试验 高超声速
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尾族自由飞试验模型的设计问题
9
作者 许光明 旷天金 《气动实验与测量控制》 CSCD 1995年第4期8-13,共6页
本文阐述了尾旋自由飞模型的设计要求和模型缩尺比例数K的选取原则;对影响模型质量m_m的诸因素进行了深入的分析;剖析了真实飞机发生尾旋的高度H_A与模型试验高度H_m的确定问题;对模型的结构设计和回收系统设计的一些主要... 本文阐述了尾旋自由飞模型的设计要求和模型缩尺比例数K的选取原则;对影响模型质量m_m的诸因素进行了深入的分析;剖析了真实飞机发生尾旋的高度H_A与模型试验高度H_m的确定问题;对模型的结构设计和回收系统设计的一些主要问题也作了简要的讨论。 展开更多
关键词 尾旋 模型自由飞试验 模型设计 动力相似
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立式风洞尾旋试验技术 被引量:4
10
作者 李永富 《流体力学实验与测量》 CSCD 1999年第1期13-18,共6页
介绍了立式风洞自由飞尾旋试验和旋转天平试验的方法,简述了试验模型的设计。
关键词 立式 风洞 自由飞 尾旋试验 旋转天平试验 飞机
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大型飞机的极限飞行状态研究
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作者 颜巍 王磊 +1 位作者 李永涛 赵晶慧 《民用飞机设计与研究》 2020年第3期54-60,共7页
根据国家民用航空局的适航条款与咨询通告要求,飞机研制单位需表明飞机的失速/过失速特性以及改出特性,该项试验属于飞机的极限边界飞行和超包线飞行。原型机实施该项试验存在极大的风险,历史上出现过多起机毁人亡的重大事故。原型机缩... 根据国家民用航空局的适航条款与咨询通告要求,飞机研制单位需表明飞机的失速/过失速特性以及改出特性,该项试验属于飞机的极限边界飞行和超包线飞行。原型机实施该项试验存在极大的风险,历史上出现过多起机毁人亡的重大事故。原型机缩比模型自由飞试验可以捕捉到模型静态测力试验条件下所未发现的飞行动态特性,以及检验飞机在危险状态下的改出能力,降低原型机失速试飞的风险。某大型飞机在失速试飞前利用模型自由飞试验技术检验了飞机在极限飞行条件下的动态特性,确认了飞机在失速条件下存在偏离以及发展稳定尾旋等;同时确认了飞机具备失速改出能力,采用"三中立"、"反舵,推杆"和"实施开反尾旋伞"均能迫使飞机改出失速/过失速状态。 展开更多
关键词 缩比模型自由飞 失速试飞 过失速 反尾旋伞
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带动力模型自由飞试验研究(螺旋桨飞机) 被引量:2
12
作者 焦文呈 《飞行力学》 CSCD 北大核心 1994年第1期72-80,共9页
主要阐述带动力模型自由飞的技术难题,诸如相似准则、螺旋桨的动力模拟及滑流模拟、陀螺力矩的模拟、燃油变化对尾旋试验的影响以及模型的起飞与回收等问题。最后,以CJ—6及N—5飞机带动力模型自由飞的失速/尾旋试验为例,说明... 主要阐述带动力模型自由飞的技术难题,诸如相似准则、螺旋桨的动力模拟及滑流模拟、陀螺力矩的模拟、燃油变化对尾旋试验的影响以及模型的起飞与回收等问题。最后,以CJ—6及N—5飞机带动力模型自由飞的失速/尾旋试验为例,说明解决问题的有效性。试飞证明,试验结果与真实飞机的结果相关性好。 展开更多
关键词 带动力模型 自由飞 模型失速
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J-7LP飞机1:6遥控模型失速尾旋试验
13
作者 黄灵恩 《飞行力学》 CSCD 北大核心 1993年第3期87-91,共5页
对无动力J—7LP动力学缩比模型进行了遥控试飞,以研究其失速尾旋特性,全偏平尾和方向舵可使模型进八尾旋,舵面全回中即可从各种尾旋中改出。偏转副翼对尾旋特性有明显的影响。
关键词 飞机 失速 尾旋 自由飞试验
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高超声速边界层转捩对旋转钝锥自由飞运动的影响 被引量:2
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作者 宋威 赵小见 +1 位作者 鲁伟 蒋增辉 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第11期89-95,共7页
通过在钝锥模型表面上布置人工绊线促使边界层强迫转捩,采用运动自由度不受约束的风洞模型自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速旋转钝锥自由飞行运动特性和气动特性的影响规律,并与自然转捩的旋转钝锥风洞模型自由飞试验结果作对比... 通过在钝锥模型表面上布置人工绊线促使边界层强迫转捩,采用运动自由度不受约束的风洞模型自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速旋转钝锥自由飞行运动特性和气动特性的影响规律,并与自然转捩的旋转钝锥风洞模型自由飞试验结果作对比分析,试验马赫数为5.0,以模型长为特征尺寸的自由流雷诺数为1.68×106。研究结果表明:有人工绊线的旋转钝锥在自由飞行过程中有"激励稳定"的绕流流场,产生动态稳定的自由飞运动(动稳定导数系数小于0),而无转捩绊线的旋转钝锥在自由飞行中则有"激励不稳定"的绕流流场,产生动态不稳定的自由飞运动(动稳定导数系数大于0)。 展开更多
关键词 高超声速 边界层转捩 旋转钝锥 人工绊线 自由飞试验 动稳定导数系数
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