XiaoMi-AI文件搜索系统
World File Search System高速传输
S7G2 微控制器组数据表 | 瑞萨
USB 2.0 高速 (USBHS) 模块 USB 2.0 高速 (USBHS) 模块可用作主机控制器或设备控制器。作为主机控制器，USBHS 支持通用串行总线规范 2.0 中定义的高速传输、全速传输和低速传输。作为设备控制器，USBHS 支持通用串行总线规范 2.0 中定义的高速传输和全速传输。USBHS 具有内部 USB 收发器，支持通用串行总线规范 2.0 中定义的所有传输类型。USBHS 具有用于数据传输的 FIFO 缓冲区，最多可提供 10 个管道。可以根据外围设备或通信系统为管道 1 至 9 分配任意端点编号。请参阅用户手册中的第 33 节“USB 2.0 高速模块 (USBHS)”。
高速风中的湍流测量...
Matthew R. Fulghum 的论文经过以下人员的审阅和批准*：机械工程学教授 Gary S. Settles 论文顾问 委员会主席机械工程与数学杰出教授 Asok Ray 机械工程学教授 John M. Cimbala 机械工程学教授 Philip J. Morris Boeing/A. D. Welliver 航空航天工程学教授 Daniel C. Haworth 机械工程学教授 MNE 研究生项目主管教授 * 签名已存档于研究生院。
高速集成 QKD 系统
摘要：量子密钥分发 (QKD) 是目前以信息理论安全方式远距离生成密钥的成熟方法，因为 QKD 的保密性依赖于量子物理定律而不是计算复杂性。为了实现 QKD 的工业化，需要低成本、大规模生产和实用的 QKD 装置。因此，发送器和接收器各自组件的光子和电子集成目前备受关注。我们在此介绍一种高速 (2.5 GHz) 集成 QKD 装置，其特点是硅光子发射芯片可实现高速调制和精确状态准备，以及采用飞秒激光微加工技术制造的铝硼硅酸盐玻璃中偏振无关的低损耗接收器芯片。我们的系统实现的原始误码率、量子误码率和密钥速率相当于基于分立元件的更复杂的最先进装置 [1,2]。
高速有线发射机的设计技术
I. 引言随着互联网上数据传输的急剧增加，有线系统面临着越来越高的速度要求。最近的预测表明，数据流量每年增长 25%，到 2025 年可能达到 20 ZB ( 20 × 10 21 字节) [1]。功耗问题以及它如何影响封装和模块设计以及散热也对工程师提出了挑战。有线收发器已经经历了二十年的密集开发 [1]–[17]，它继承了光通信电路的宽带概念，同时处理了与铜介质特别相关的其他问题。本文提出了一些电路和架构技术，这些技术在设计以每秒数十 Gb 的速度运行的发射器 (TX) 时非常有用。这些方法是在 40 Gb/s TX [11] 和 80 Gb/s TX [10] 的背景下介绍的，它们都是采用 45 nm CMOS 技术开发的。第二节和第三节提供了 TX 设计的教程背景。第四节描述了发射器架构，第五节介绍了其构建模块的设计。第六节介绍了实验结果。
高速测试轨道运营
摘要：本 PEA 是根据美国空军的环境影响分析程序制定的，旨在支持新墨西哥州霍洛曼空军基地高速测试轨道的持续运行、维护和改造。霍洛曼高速测试轨道 (HHSTT) 是一条一流的火箭滑橇测试轨道，是世界上同类设施中最长、校准最精确、仪表最齐全的设施。HHSTT 可用于州或联邦机构、盟国、教育研究组织和商业实体所需的地面测试和评估活动。HHSTT 由第 846 测试中队 (TS) 运营，支持其计划和执行世界级火箭滑橇测试的任务，这些测试可为作战人员提供关键武器系统的开发支持。HHSTT 通过提供安全、高效且经济实惠的地面测试替代方案来取代昂贵的开发飞行测试，为实验室调查和全尺寸飞行测试提供了关键的联系。此外，HHSTT 综合设施还提供人工降雨模拟、弹射试验区、俘获和自由飞行爆炸试验场、撞击试验场和退役的水平火箭试验台等辅助设施。支持设施包括电子和光学仪器建筑、遥测地面站以及用于设计和制造测试硬件的工程和车间设施。HHSTT 还支持国防部 (DOD) 主要靶场和试验设施基地，该基地开展开发和操作测试和评估活动，以支持国防部指令 (DODI) 5000.1 和 DODI 5000.2 的武器系统采购计划。PEA 评估在 HHSTT 进行的所有地面测试和操作活动，但磁悬浮 (MAGLEV) 雪橇轨道操作除外，该操作属于另一项环境评估。
超高压高速差速器op-
V CC Supply Voltage (Total)...............................................400V T ST Storage Temperature Range....................-65°C to +150°C I OUT Output Current......................................................±300mA T LD Lead Temperature Range V IND Differential Input Voltage............................................±25V (10秒）..................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................................... MSK130 ............................................................................- 55°C至 +125°C
HiSST：第三届高速国际会议...
项目一开始，分级燃烧循环火箭发动机就被选定为基准推进系统，其燃烧室压力为 16 MPa [3]。全流量分级燃烧循环采用燃料富集的预燃室燃气轮机驱动氢泵，采用氧化剂富集的预燃室燃气轮机驱动液氧泵，是 SpaceLiner 主发动机 (SLME) 的首选设计方案。SpaceX 已经将雄心勃勃的全流量循环用于配备 Raptor 发动机的 Starship&SuperHeavy [39]。从某些方面来看，SpaceX 的这一概念与 SpaceLiner 想要成为的多任务可重复使用运载火箭类似 [9]。Raptor 发动机受到其星际任务的影响，因此使用了不同的推进剂组合 LOX-LCH4，这种组合有朝一日可能会在火星上现场生产。 SpaceLiner 7 要求助推级发动机的真空推力高达 2350 kN，海平面推力为 2100 kN，载客级则分别为 2400 kN 和 2000 kN。这些值对应于 6.5 的混合比，标称运行 MR 范围要求为 6.5 至 5.5。SpaceLiner 8 的配置目前处于初步定义阶段，其发动机推力与 SL7 保持类似的水平。这些推力足以满足超重型运载火箭的应用，并且与欧洲地面测试基础设施的限制兼容。法国目前正在研究一种部分类似的分级燃烧 LOX/甲烷发动机，推力范围从 2000 kN 到 2500 kN，名为 PROMETHEUS-X。[20] 助推级和载客级/轨道器 SLME 发动机的膨胀比已调整到各自的最佳值；而质量流量、涡轮机械和燃烧室在基准配置中假定保持不变 [18]。表 3 概述了通过循环分析获得的标称 MR 范围内的主要 SLME 发动机运行数据 [19]。表中列出了 SpaceLiner 两种不同喷嘴膨胀比（33 和 59）的性能数据。[19] 中显示了 SLME 的完整预定义运行范围，包括极端运行点。