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441.
442.
根据0.8keV≤Epomax≤5keV的负电子亲和(negative electron affinity,NEA)半导体二次电子发射(secondary electron emission,SEE)的特性,初级电子产额R,现有的次级电子产额δ的通用公式和实验数据,分别推导并实验证明了NEA金刚石的δ在0.5Epomax≤Epo≤10Epomax, GaN在2keV≤Epomax≤5keV, NEA金刚石的δ在08keV≤Epo≤3keV, GaN在08keV≤Epomax≤2keV的特殊公式;其中Epomax为δ达到最大值时的Epo, Epo为初级电子入射能。推导出了08keV≤Epomax≤5keV时NEA半导体的内部二次电子到达发射极表面后逃逸到真空中的概率B。还提出了计算08keV≤Epomax≤5keV NEA半导体1/α的方法;其中1/α为二次电子的平均逃逸深度。分析结果表明,B和1/α的理论研究有助于研究不同样品制备方法对NEA半导体中SEE的定量影响,从而生产出理想的NEA发射体,如NEA金刚石。 相似文献
443.
444.
旋翼转速优化直升机的纵向操纵性与稳定性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
针对不同旋翼转速、桨叶弹簧刚度、平尾面积对旋翼转速优化(OSR)直升机操纵性、稳定性的影响,建立了飞行动力学模型,该模型以自由尾迹计算旋翼入流,考虑了旋翼尾迹对其他气动部件的干扰,最后利用差分法计算直升机的气动导数及操纵导数矩阵.结果表明:旋翼转速的减小,降低了直升机的操纵性,增加了旋翼的迎角稳定性,但增加桨叶根部弹簧刚度则会提高直升机操纵性,同时也会使得稳定性下降;而旋翼转速优化直升机的无平尾设计虽然降低了直升机的纵向稳定性,使得样例直升机处于飞行品质规范ADS-33E中的第3级水平,由此带来的不稳定模态的振荡发散周期较长,并且取消平尾后提高了直升机的操纵性,通过飞行控制系统完全可以抑制,因此无平尾设计方案对旋翼转速优化直升机而言仍然是可接受的. 相似文献
445.
针对目前对大型高性能雷达天线罩的迫切需求,介绍了一种气承式雷达天线罩。对充气天线罩四个组成部分———罩体、基座、压力调节系统、环境控制系统的设计思路分别进行了阐述,并对天线罩的抗风能力进行了计算分析。结果表明:通过选择合适的柔性蒙皮材料和合理的充气内压,天线罩在46.1m/s风速作用下仍具有较强的刚度,整体变形较小,可以满足雷达的使用要求。 相似文献
446.
为真实地反映高速角接触球轴承的运转情况,建立了高速角接触球轴承拟动力学分析模型,选用BFGS(Broyden-Fletcher-Goldfarb-Shanno)计算方法嵌入高速角接触球轴承拟动力学计算程序,并通过与SKF公司开发的拟动力学分析程序AT74Y001的计算实例进行对比,两者计算误差在5%之内.通过分析不同结构参数合工况参数对轴承动态特性的影响可以得到:随着轴向载荷的增大,内、外圈接触角增大;随着径向载荷的增大,在承载区内圈接触角减小,外圈接触角增大,在非承载区内圈接触角增大,外圈接触角减小;随着转速的增加,轴承内圈接触角的逐渐变大,外圈接触角逐变小;随着钢球数目和轴向载荷的增大,轴承在3个方向刚度逐渐增大;随着内圈沟曲率系数、径向载荷和转速增大,轴承在3个方向刚度逐渐减小. 相似文献
447.
448.
行星轮系动态特性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
针对某一具有五个行星轮的2K-H型行星齿轮传动系统,建立了多自由度系统的动力学模型,采用Gill法对系统的运动微分方程进行数值积分,得到了此多自由度系统在刚度激励作用下的动态响应,并计算了轮齿间的动态载荷,其中着重考虑了齿轮接触比和太阳轮中心浮动对动态特性的影响。 相似文献
449.
450.
以外啮合节点后啮合单级齿轮传动系统为研究对象,建立了系统六自由度非线性动力学模型,考虑了时变啮合刚度、时变齿面摩擦、载荷在啮合区动态分配以及齿侧间隙的影响。采用能量法计算了时变啮合刚度。基于弹流润滑(Elasto hydrodynamic lubrication, EHL)理论计算了时变摩擦因数,与库伦摩擦模型进行了对比分析,得到了齿轮副非线性振动方程,同时采用数值方法求解了系统的动力学微分方程组,得到了系统的时域动态响应和相图,并分析了系统的动力学特性。 相似文献