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21.
空间行波管放大器是通信、导航、数传等卫星中重要的功率放大部件。行波管电源是其重要组成部分,在接近50多年的行波管电源研发和制造历史中,行波管电源总体向着高效率、小体积、轻重量、高功率的方向不断发展。提出一种新型大功率高效率空间行波管电源,采用Buck+推挽两级式拓扑结构,低压采用一种新型Buck变换器,通过无损缓冲的方式,实现了Buck变换器各个开关管的软开关;高压采用谐振推挽的拓扑结构,实现了开关管的软开关,使行波管电源效率达到了94%,并在一台500W的样机中进行了实验验证,使行波管电源的体积、重量和效率指标得到进一步提升,为行放电源的小型化、高效率奠定了坚实的基础。 相似文献
22.
针对复杂动态环境下无人飞行器的动态障碍规避问题,基于合理假设建立了无人飞行器和动态障碍的运动学模型,并综合考虑无人飞行器飞行过程中的终端约束、控制输入约束、安全避障约束等,以能量最少为性能指标构建动态避障问题数学描述。之后,针对终端约束和控制输入约束,依据优化模型预测静态规划算法(OMPSP)生成初始轨迹;针对动态避障问题的不等式约束,引入松弛变量并结合滑模变结构控制方法设计松弛变量动力学,实现对一个、多个或同时多个动态障碍的安全规避;最后,依据有限时间微分动态规划(RHDDP)算法进行轨迹优化,获得满足上述各种约束并能规避动态障碍的近似最优轨迹。 相似文献
23.
倒装焊工艺由于具有信号处理速度快、封装密度高、可靠性高等特点,已广泛应用于高密度集成电路封装工艺中。高可靠倒装焊器件的互连焊点通常采用10Sn90Pb等高铅焊料,该焊料具有剪切强度高、可靠性高等优点,但其熔点高、回流工艺窗口窄等特性给封装工艺带来一定难度,此外该焊料在高温存储环境的可靠性有待进一步提高。本文采用Ni元素对10Sn90Pb焊料进行改性,研究高温存储下Sn-Pb-Ni体系凸点的力学性能以及金属间化合物(Intermetallic compound,IMC)的生长演变规律,以此评估Ni元素对10Sn90Pb凸点可靠性的影响。主要结果如下:适量添加Ni元素可以细化10Sn90Pb焊点界面处IMC晶粒,降低高温存储条件下的IMC生长速度,但在一定程度上会降低凸点的剪切强度。0.05%~0.1%含量的Ni元素添加对10Sn90Pb凸点综合性能提升较为显著。 相似文献
24.
25.
由喷嘴连接的燃烧室到供应系统压力振荡传递过程研究 总被引:2,自引:2,他引:2
为了研究在压力振荡由液体火箭发动机燃烧室传递到供应系统的过程中喷嘴所起的作用,从理论上分析了压力振荡由燃烧室到供应系统通过喷嘴的传递过程,推导了振荡传递过程的传递函数.讨论带有各种喷嘴的供应系统的动态特性,对供应系统管路长度、燃烧室压强、喷嘴种类、喷嘴压降及喷嘴结构尺寸对燃烧室压力振荡引起供应系统压力振荡的影响进行了计算,得到了喷嘴以及工况参数在传递过程中的影响规律. 相似文献
26.
根据浮环减薄前后两次试验结果的对比分析,进一步研究了浮环厚度变化对浮环轴承涡动及稳定性的影响.浮环轴承减薄会引起油膜涡动力的变化.升速过程,减薄前浮环轴承试验的稳定性要好些;高速稳态运行过程,其稳定性差别不大;降速过程,减薄前浮环轴承试验的稳定性要差些.两试验还证实,浮环内、外油膜半速涡动现象的涡动比分别接近0.5和0.3. 相似文献
27.
某型飞机铝合金LY11螺旋桨腐蚀损伤试验 总被引:1,自引:1,他引:1
在疲劳试验机及电磁激振试验台上,对不同腐蚀情况的某型飞机螺旋桨桨叶模拟试件进行试验,分别得到了腐蚀损伤面积比随低周循环数N的变化规律,振动频率随损伤深度比、损伤长度比及损伤面积比的变化规律.试验表明,在载荷、温度相同条件下,材料性能、喷丸强化措施和使用环境是影响螺旋桨腐蚀损伤的重要因素;腐蚀损伤的面积比、腐蚀深度比对螺旋桨桨叶振动频率影响较大并获得最大深度比为0.14,模拟试件损伤深度最大允许值为0.7 mm,损伤面积比为0.015,损伤面积最大允许值为3.006 mm2. 相似文献
28.
实验研究了在常温常压条件下贫燃预混旋流火焰的燃烧不稳定性,发生燃烧不稳定性时其压力脉动表现为非平稳信号.利用一种基于经验模态分解(EMD)的希尔伯特-黄变换(HHT)算法对在当量比分别为0.71和0.80工况下的压力脉动信号进行了时频分析.针对压力脉动信号进行经验模态分解,选取主要的固有模态函数(IMF),对IMF通过HHT变换得到瞬时频率并进行统计分析.结果表明:在当量比为0.71时,压力信号呈间歇式的脉动,其振型为拍振;在当量比为0.80时,脉动压力信号则呈现出极限环振型.在基于EMD的HHT变换中,IMF体现了燃烧不稳定性的固有模态且具有自适应性强的特点. 相似文献
29.
吸气式空空导弹外形多学科一体化优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对采用整体式固冲发动机的吸气式空空导弹外形气动与推进耦合的推阻匹配设计难题,引入多学科优化设计方法提出了一种综合考虑气动/推进/质量/弹道的导弹外形多学科一体化优化设计技术。其中,气动性能预测采用代理模型技术,主要基于外形参数化建模、非结构网格技术和流场精细数值计算来自动构建气动数据库,据此建立了包含外形几何信息的气动预测代理模型,并对其预测精度进行了验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机理论建立,精度满足工程要求。对所建立的学科预测模型完成一体化集成后,以质点弹道仿真评估的战技指标为优化目标,对一款吸气式空空导弹进气道和翼面外形进行了优化设计,取得了推阻匹配的优化外形,优化后导弹动力射程提高10%。所提出的一体化优化设计技术,有助于吸气式空空导弹外形气动与推进耦合推阻匹配设计和提高导弹动力射程。 相似文献
30.
为了研究涡轮导叶吸力面的气膜冷却特性,在跨声速涡轮叶栅传热风洞中,采用瞬态方法实验测量了两个位置处的单排簸箕型气膜孔的冷却效率,分析了多个气动参数对其分布规律的影响。两排簸箕型孔分别位于相对弧长6.8%和21.7%处,叶栅通道基于叶片弦长的进口雷诺数为1.7×105~5.7×105,出口等熵马赫数为0.81~1.01,吹风比为0.6~2.1,涵盖了涡轮导叶典型工作状态。结果表明:对于簸箕型气膜孔,设计雷诺数条件下最佳吹风比在0.9~1.2附近,靠近前缘的孔排2的贴附性要好于孔排1;主流马赫数对孔后冷却效率的影响可以忽略,而低雷诺数下的冷却效率低于中高雷诺数工况;簸箕型气膜孔的冷却效率高于圆柱型孔,在BR1.5的中高吹风比时表现更明显;低吹风比时,凸面的冷却效率高于平板,尤其是s/d20距离内,而在高吹风比时,射流动量增加促进了气膜脱离凸面,从而降低了冷却效率。 相似文献