基于石墨板的电子设备大功率器件散热方法研究

针对宇航电子设备大功率器件的散热路径进行了分析.对顶部散热的器件采用高导热石墨板、精确控制导热垫压缩量、增加导热路径等方式进行散热,对腹部散热的器件采用覆铜通孔等方式进行散热,并结合热仿真和温循试验,有效解决了大功率器件散热问题.     

基于非线性规划的混响环境声场复现

本文从能量的角度提出增益矩阵的定义并对混响系统进行建模,准确描述系统中声源激励信号与传声器测点响应信号间的耦合关系;引入非线性规划对限定取值范围的驱动信号求解,计算出合理驱动的同时尽可能准确地复现声场;采用根据误差加权的目标函数均衡各通道误差,进一步优化声场复现的精度,最终实现混响环境下的声场复现.     

越南太空力量发展探析

<正>进入21世纪以来,随着太空技术的发展以及太空商业化进程的加快,越来越多的国家谋求跻身太空领域。近年来,越南是在太空投资较多的国家之一。2012年欧洲咨询公司（Euroconsult）报告显示,越南以9300万美元投资额被评为东盟地区太空产业投资最多的国家,其次是老挝（8700万美元）、印度尼西亚（3800万美元）、泰国（2000万美元）和马来西亚（1800万美元）。[1]越南认为,太空是当前处理国际关系和军事建设需要关注的一个重要问题,同时,太空技术也可为国内经济发展带来诸多便利,是一个重要的投资机会。越南是我国周边重要邻国,本文从发展现状、发展模式以及发展趋势三个方面总结越南太空力量的发展历程,以期使我们对越南的太空力量发展有清晰、准确的认识。     

直升机CFD仿真现状与发展趋势分析

传统直升机气动设计较多依赖升力线理论、涡流理论等工程分析方法,高性能计算使采用CFD方法开展"第一性原理"仿真成为可能.本文从旋翼运动特点出发介绍了直升机区别于固定翼飞机的一些特殊计算方法,指出当前CFD方法在直升机实际应用中存在的不足.在此基础上,探讨了国外先进直升机CFD软件的发展策略与技术途径,从多求解器耦合、网...     

一种基于偶极子近场耦合法测量无源互调的方法

无源互调（PIM，Passive Intermodulation）是影响微波通信系统可靠性的关键问题之一。该文提出并实现一种利用近场耦合原理诊断接触结构待测件的PIM测量方法。该测量方法通过缝隙波导激励开口缝隙附近的接触结构，并同时在波导端面接收所产生的PIM信号，从而能方便地对不同物理接触状态的接触结构的PIM产物进行测试分析。并应用电磁商业仿真软件CST对PIM测试工装进行仿真验证，结果与基于偶极子的理论分析结论一致。最后利用铝合金接触结构开展了实验验证研究，获得了三、五阶PIM产物随载波功率的变化特性，实验验证了三阶和五阶PIM产物之差随载波功率降低而增大的变化规律。     

星载大口径反射器组件双向调节低应力装配胶接技术

大口径高精度反射器天线是夺取制信息权和制天权卫星的核心单机,其性能直接影响到数据反演的精度和准确度.大口径高精度反射器的性能核心指标在于反射面成型精度及反射面型面精度稳定性两方面,目前大口径高精度反射器研制的精度指标仍存在不稳定问题.文章提出了一种型口径大于1.5 m的星载大口径高精度反射器的低应力胶接装配技术.通过设计一种双向自由调节装置,保证反射器本体型面自由支撑状态下,通过调节背部接口,完成组件装配,最大限度降低反射器本体型面受力,降低反射器组件装配过程受力对型面精度的影响,确保反射器成型型面的高精度成型,实现反射器组件的低应力胶接装配.最终产品型面精度相较于本体精度,仅降低了不到0.012 mm r.m.s,相较于传统大口径高精度反射器胶接装配型面精度损失达0.03 mm r.m.s以上,该技术方法对高精度反射器成型具有显著提高.     

波音737飞机紧固件的应用研究

波音737飞机是美国波音公司生产的中短程航线飞机,机型通用性最高,是由数万项零组件装配而成的,其中可紧固件连接是最重要的装配方式,用其连接的结构承载能力很高,在飞机上应用最广.下文详细论述波音737飞机各种紧固件的应用. 紧固件的分类和应用范围 在波音737飞机结构中存在800余种不同类型和规格的紧固件,仅尾段部件紧固件数量就达到5万余个,包括螺栓、螺母、螺钉、铆钉、高锁螺栓、环槽钉、盲铆钉、盲螺栓、销类紧固件等,这些紧固件可划分为两大基本类型:可拆卸型和永久型.     

太赫兹反隐形观测技术发展现状及研究必要性

太赫兹波具有高频率、较强穿透性、相干性和物质“指纹特性”等独特性质,其中高频率使得太赫兹具有高分辨率观测能力。文章主要针对太赫兹隐形目标观测技术进行阐述,跟踪太赫兹隐形目标观测技术的国内外发展现状,理清技术发展趋势及脉络,分析研究必要性,为我国反隐形探测技术提供一种新的途径。     

小推力地球卫星圆轨道同轨调相设计方法研究

在研究小推力地球卫星圆轨道同轨调相任务设计问题的基础上,提出了一种半解析调相参数分析方法,并据此发展了一种高效的精确设计方法.首先,根据推力方向对卫星相位角的影响规律,采用推力方向假设和轨道平均技术推导了调相轨道参数满足的函数关系,通过微分修正可快速获得调相轨道的关键参数;然后,基于摄动轨道动力学模型,通过对控制量进行离散化建立了复杂约束条件下的燃料最省调相轨道设计模型,并以初始分析结果为初值,采用序列二次规划算法进行求解;最后,以地球同步轨道调相任务为例对所提方法进行了数值验证.数值仿真结果表明:提出的初始分析方法可为调相轨道设计提供合理的初值猜测,发展的鲁棒设计方法可有效用于摄动模型复杂约束下的小推力调相轨道设计.