基于瞬态热仿真的宇航厚膜SSPC可靠性设计研究

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航空配电系统中固态功率控制器的应用现状与发展

航空配电系统中固态功率控制器的应用现状与发展

航空配电系统中固态功率控制器的应用现状与发展摘要:固态功率控制器(SSPC)作为先进航空配电系统中的关键设备,已成为将来发展的必然趋势,其功能和性能直接影响着配电系统的安全性与可靠性。

本文从航空配电系统中SSPC的应用背景和需求出发,详细介绍了直流和交流SSPC的工作原理。

通过分析国内外SSPC技术的应用与发展现状,总结了未来SSPC技术领域的研究热点方向,为今后配电系统的设计和发展奠定基础。

关键词:固态功率控制器配电系统功率开关过流保护1、引言随着航空领域军事装备的不断发展以及计算机技术的成熟应用,对于装备集成化、自动化与智能化的要求也越来越高。

近年来,伴随着以电气系统取代传统机械系统的全电飞机(AEA)概念的提出,以及用电设备数量的不断增加,飞机的供电体质逐渐由低压向高压的方向发展,这对于航空电源系统品质提出了更高的要求[1]。

配电系统作为电源系统的重要组成部分,主要起到电力传输、分配、转换以及保护和监控用电设备的作用[2]。

在大功率航空用电设备的应用中,因设备或线路发生故障而引起的电压电流浪涌、短路以及电源极性的变化现象时常出现。

为避免此类现象,传统的配电系统多采用断路器、熔断器、接触器或继电器等机电式元器件保护装置来实现对系统的保护。

虽然传统的机电式保护装置具有工作稳定、成本较低的优点,且其技术应用已相当成熟,但也一直存在故障响应时间长(时间为几毫秒),故障检测的自动化与智能化相对较低和触点寿命有限的缺陷[3]。

面对传统保护装置的弊端,固态功率控制器SSPC(Solid-State Power Controller)因响应快(几微秒或几十微秒)、寿命长、自动化与智能化程度高等优点引起许多学者和研发人员的关注[4]。

SSPC主要完成用电负载到直流或交流母线的接线和安装,从而实现对负载电路的保护[5]。

SSPC作为以可控功率MOSFET为核心器件的智能配电设备,集成了继电器的控制转换功能和断路器的过流保护功能,与常规的保护装置相比,还具有控制负载开断、远程控制、反时限过流保护以及状态监测等功能[6]。

大功率集成固态功率控制器(SSPC)工艺研究

大功率集成固态功率控制器(SSPC)工艺研究

大功率集成固态功率控制器(SSPC)工艺研究摘要:随着航天事业的发展,新一代航天器规模跃越来越大,相应的电子设备也随之增多,设备用电需求变得更加复杂,供配电系统也在不断地由传统式向着智能化方向发展。

固态功率控制器配电方式因其重量轻、体积小、自动化程度高等优势正逐步取代传统的常规与遥控配电方式。

关键词: SSPC1、引言随着电力电子系统电压电流等级越来越高,具有高功率密度、高可靠性多芯片功率模块应运而生。

多管芯功率模块是集功率半导体器件以及相关的驱动控制电路于一体的多功能模块。

基于多芯片功率模块的大功率集成固态功率控制器(SSPC)是固态配电开关未来的发展趋势,将SSPC的主功率芯片与控制电路采用集成化封装技术集成到功率模块内部,大大提高SSPC的功率密度、散热性能。

2.固态功率控制器国内外研究发展与现状固态功率控制器的发展与飞机配电系统的发展是密不可分的,在国外(尤其是美国),SSPC已经经历了一定得发展阶段。

20世纪60年代初,美国就试图将SSPC应用于飞机的配电系统,到60年代末,美国对SSPC的研究已经取得了很大的进展,并通过将SSPC应用到飞机上控制个别负载证明了SSPC的可行性。

随着科学技术的飞速发展,特别是电力电子技术与计算机技术的发展,美国又提出综合电源与航空电子信息系统,其中,电气系统与电子系统共享数据总线,通过余度数据总线传送全部的配电控制信号。

目前国外对固态功率控制器的研究已经趋于成熟,美国DDC公司和LEACH公司生产的直流固态功率控制器系列产品已经具有良好的性能并应用到某些机型中。

而国内固态功率控制器的研究起步较晚,技术比较落后。

目前,国内所研制的固态功率控制器实现了固态功率控制器的一般功能,仍需进一步提高。

3.自主研发大功率集成化SSPC自2017年11月,经某单位技术反馈,在整机调试中经常有塑封MOS管烧毁现象,故要求我公司能给予技术分析与提供解决方案。

在充分评估用户电路图及使用工况下,结合我公司功率模块产品的科研生产能力,提出为用户开发定制开发一款功率集成模块,将用户原有的PCB组装形式重新设计为裸芯片封装结构。

可重复使用热防护材料研究进展

可重复使用热防护材料研究进展

可重复使用热防护材料研究进展
李俊宁;冯志海;张大海;胡子君
【期刊名称】《宇航材料工艺》
【年(卷),期】2024(54)2
【摘要】具有轻量化、耐高温、高抗损伤、重复使用、易于维护等性能的热防护材料是空天往返飞行器的关键材料,影响飞行器的先进性、可靠性、维护性和经济性。

本文针对可重复使用飞行器机身大面积、头锥、翼前缘以及控制面等部位所需的热防护材料,综述了刚性隔热瓦、柔性隔热毡、抗氧化C/C、C/SiC、TUFROC 等可重复使用热防护材料的发展历史、研究现状及在飞行器上的应用情况。

总结了高温服役过程中典型热防护材料的损伤及性能衰减行为,并提出以材料损伤为基础,研究材料的可重复使用性能及寿命预测方法。

最后,提出研制高性能可重复使用热防护材料、发展热防护材料可重复使用理论方法与标准、建立可重复使用热防护材料数据库是该领域今后需要重点关注的方向。

【总页数】10页(P1-10)
【作者】李俊宁;冯志海;张大海;胡子君
【作者单位】航天材料及工艺研究所
【正文语种】中文
【中图分类】TB33
【相关文献】
1.重复使用金属热防护系统研究进展
2.可重复使用热防护系统防热结构及材料的研究现状
3.航天器可重复使用热防护技术研究进展与应用
4.结构热防护一体化复合材料研究进展
5.新型热防护材料研究进展
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基于航天器表面涂层材料的热设计分析及应用

基于航天器表面涂层材料的热设计分析及应用

交换 的 能力 ,热 控涂 层 设计 的好坏 往往 决定 了航 天器 的整体 温 度水 平 f J J 。航 天 器 内热 源 变化 或 轨 道 变化 ( 机 动变
衡状 态 ,如 果通 过更 改航 天器 平 台的结 构布 局重 新进 行 热 设计 ,需要 耗 费大量 的时间和 经 费 ,而通 过调 整 航 天 器 表 面 涂层 材 料 的热 辐 射 性 质 或 布 局 也 能 使 航 天 器重 新实现 热平 衡 ,这既有 利 于继承 和 保持成 熟 的 航 天器平 台技 术 ,又提 高 了航天 器热 设计 的灵 活性 。
The m a e i n A na yssa r l D sg l i nd Applc to iain
o h n t eSura eC o tngM a e il fS c c a t fc ai t raso pa e r f
LU ii ,WANG We — n S G Q n - i I B —u l nwe , ON igl ,WA o gqa g e NG Y n -i ,XI o n B
( 国人 民解 放 军 6 5 1部 队,北 京 10 9 ) 中 14 0 0 4
摘要 : 在航天器热平衡方程的基础上 , 分析 了表面涂层材料热辐射性质或布局调整对 内热源变化和轨 道变化的适应 能力 ,并对若干情形进行 了定量分析。 究表明,该方法有利于继承和保持成熟的航天 研 器 平 台技术 ,提 高 了对 不 同类型 轨道 的航 天器 热设 计 的灵 活性 。 关键 词 :热控 涂层 ;热 设计 ;航 天器 中图 分类号 :V4 3V 5 2 ,4 文献 标识 码 :A 文章 编号 : 10 .8 12 1)50 0 .4 0 1 9 (0 o 3 50 8 1

STK软件在航天装备任务仿真中的应用

STK软件在航天装备任务仿真中的应用

60 •电子技术与软件工程 Electronic Technology & Software Engineering软件应用• Software Application【关键词】STK 航天装备 仿真 应用随着我国航天事业的快速发展,对从事航天装备任务的规划、设计和仿真提出了更高要求。

使用STK 软件搭建航天装备任务场景,效果逼真、专业性强,具有自身的优势,对提高航天装备任务分析的技术水平具有积极促进作用。

1 STK软件相关介绍STK (Satellite Tool Kit )软件是Analytical Graphics,Inc.(AGI )公司开发的系统分析软件,是航天领域处于领先地位的商业分析软件,具备较强的分析、图形支持和数据输出功能,为航天任务的设计和分析提供了有力的技术支持。

它支持在复杂集成的陆海空天场景下进行任务分析、规划、设计、操作以及事后分析等功能。

主要应用于航天任务、自动化指挥系统(C4ISR )、无人驾驶飞机(Unmanned Aerial Vehicle )和航空器任务等。

1.1 航天任务利用AGI 公司的航天动力学引擎好人集成可视化技术专利,提供现成的商用软件用于支持航天任务整个周期内的仿真,为设计工程师、任务操作者提供工具箱一极大限度提高航天任务设计和操作领域工作的效率。

用户可以利用应用、引擎或组件等多种形式的技术实现以实现开发和研究航天任务概念;设计、分析和优化航天系统;为确定航天任务状态、保护航天设施以及维持可靠的航天操作提供有力的保障。

1.2 自动化指挥系统STK 提供的系列软件模块允许用户快速响应战争要求。

STK 专门为C4ISR 的概念开发、工程化和数据分析进行设计,因此在任务背景下的专业计算和动态可视化方面具有优势。

STK 可用来完成对提出的结论进行快速建模;设计、优化和测试C4ISR 软件系统;模拟情报、监视和侦察任务并训练操作者;为任务关键需求提供准确的答案。

航天器表面瞬态测温用薄膜热电偶的研制

航天器表面瞬态测温用薄膜热电偶的研制

第34卷第4期航天器环境工程V ol. 34, No. 4 2017年8月SPACECRAFT ENVIRONMENT ENGINEERING393航天器表面瞬态测温用薄膜热电偶的研制李振伟1,董景龙2,刘畅1,刘泽元1,朱熙1,顾磊1(1. 北京卫星环境工程研究所;2. 中国空间技术研究院载人航天总体部:北京 100094)摘要:根据航天器表面测温的需要,研制了一种K型(NiCr-NiSi)薄膜热电偶。

该型热电偶采用射频磁控溅射技术在针型高温陶瓷基体上制备薄膜热电偶,其热电偶结点厚度为微米级,能够与航天器表面有效贴合,实现航天器表面的瞬态高温测量。

通过物理试验验证,该型薄膜热电偶测量最高温度能够达到800℃,测量相对误差在±0.5%以内,满足返回式航天器表面高温的瞬态测温需求。

关键词:航天器;表面测温;薄膜热电偶;瞬态温度测量中图分类号:TP216 文献标志码:A 文章编号:1673-1379(2017)04-0393-05 DOI: 10.3969/j.issn.1673-1379.2017.04.009Development of thin-film thermocouple for measuring transienthigh temperature on spacecraft surfacesLI Zhenwei1, DONG Jinglong2, LIU Chang1, LIU Zeyuan1, ZHU Xi1, GU Lei1(1. Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering;2. Institute of Manned System Engineering, China Academy of Space Technology: Beijing 100094, China)Abstract: A K-type film thermocouple is developed for measuring the temperature on the spacecraft surface. The thermocouple film is fabricated on a high temperature ceramic substrate by the RF magnetron sputtering technology. The thickness of the thermocouple contacts is in the micron grade. The K-type film thermocouple can effectively fit the spacecraft surface and be used for high-temperature transient measurement on the spacecraft surfaces. Physical test verifies that the measuring temperature of this K-type film thermocouple can reach as high as 800℃, and the relative measurement error is within ±0.5%. It can well fulfill the high-temperature transient measurement requirement of recoverable spacecrafts’ surfaces.Key words: spacecraft; surface temperature measurement; thin-film thermocouple; transient temperature measurement————————————————————————收稿日期:2017-06-01;修回日期:2017-07-28基金项目:装备发展部“十三五”装备预研领域基金重点项目(编号:6140923020301)引用格式:李振伟, 董景龙, 刘畅, 等. 航天器表面瞬态测温用薄膜热电偶的研制[J]. 航天器环境工程, 2017, 34(4): 393-397 LI Z W, DONG J L, LIU C, et al. Development of thin-film thermocouple for measuring transient high temperature on spacecraft surfaces[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(4): 393-397394 航天器环境工程第34卷0 引言随着我国在深空探测、高超声速飞行器以及天地往返飞行器等领域的快速发展,对航天器试件表面瞬态温度测量提出了更高的要求[1]。

瞬态热载荷下热障涂层系统界面断裂研究

瞬态热载荷下热障涂层系统界面断裂研究

摘要: 瞬 态 热 载荷 是航 空 、 航 天 发 动 机 及 重 型 燃 气轮 机 热 端 部 件 热 障涂 层 系统 的 典 型 服 役 工 况 , 对 涂 层 的 剥 离失 效 有
着显著 影响。研 究 了含单边界 面裂 纹热障涂层 系统在瞬 态热载荷 作用 下的裂纹扩展驱 动力 , 考察 了不同材料和物理 参数 对 瞬态热载荷下热障涂层 系统界 面断裂行为的影响规律 。研 究表 明 , 相对 于稳 态热载荷 而言 , 瞬态热载荷 工况尤为 恶劣, 会 显著影响涂层的界 面断裂行 为 , 明显增 大界 面裂纹裂尖能量释放率 , 进 而会 引起 热防护涂层 的快速剥 离。 关键词 : 热 障涂层 ; 界 面裂 纹; 瞬 态热载荷 ; 能量释 放率 中图分 类号 : V 4 1 5 文献标 识码 : A 文章编号 : 1 0 0 6 2 7 9 3 ( 2 0 1 7 ) 0 6 — 0 7 6 5 — 0 5
F AN X u e l i n g, Z HANG G u a n g h u i , J I AN y L a b o r a t o r y f o r S t r e n g t h a n d V i b r a t i o n o f Me c h a n i c a l S t r u c t u r e s , S c h o o l o f A e r o s p a c e E n g i n e e i r n g ,
X i ’ a n J i a o t o n g U n i v e r s i t y , X i ’ a n 7 1 0 0 4 9 , C h i n a )
Abs t r a c t : T r a n s i e n t t h e r ma l l o a d i s a t y p i c a l s e r v i c e c o n d i t i o n o f h o t — e n d c o mp o n e n t s i n a i r c r a f t e n g i n e s a n d g a s t u r b i n e s , w h i c h h a v e g r e a t i n f l u e n c e o n d e l a mi n a t i n g o f t h e r ma l b a r r i e r c o a t i n g s . I n t h e p r e s e n t wo r k, t h e i n t e r f a c i a l e n e r g y r e l e a s e r a t e u n d e r

冯·卡门曲面整流罩PMI泡沫夹层防热结构技术研究

冯·卡门曲面整流罩PMI泡沫夹层防热结构技术研究

2021年第3期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.3 2021 总第380期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.380收稿日期:2021-02-01;修回日期:2021-03-16文章编号:1004-7182(2021)03-0043-04 DOI :10.7654/j.issn.1004-7182.20210309冯•卡门曲面整流罩PMI 泡沫夹层防热结构技术研究尹莲花,骆洪志,吴会强,陈友伟,王 晔(北京宇航系统工程研究所,北京,100076)摘要:由于新一代运载火箭整流罩冯·卡门锥段采用聚甲基丙烯酰亚胺(Polymethacrylimide ,PMI )泡沫夹层结构,其导热性能是铝蜂窝的1/50,将导致泡沫外层的玻璃钢温度急剧上升,因此防热结构软木的热环境会比传统整流罩恶劣很多。

运用石英灯加热试验和热解面模型仿真方法,在冷壁热流的边界条件下,得到外壁温度,并最终确定软木的烧蚀热物理性能。

然后通过热解面模型仿真结果和石英灯烧蚀试验结果的对比证明了这种方法合理可行,最终得到热壁热流输入条件,为最终确定整流罩防热软木厚度提供了一种有效途径。

关键词:冯·卡门整流罩;曲面锥;夹层结构;防热结构;PMI 泡沫夹层 中图分类号:V421.1 文献标识码:AResearch of the Thermal Protection-structure Technique by Von-Karman Fairing with PMI Foam Sandwich StructureYin Lian-hua, Luo Hong-zhi, Wu Hui-qiang, Chen You-wei, Wang Ye(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)Abstract: Restricted by the condition and equipment of the experimentation, validly testing all kinds of aero-condition of thesandwich-curve-cone nose with the traditional experimentation method is difficulty and likely endangers the sample. By adjusting and optimizing the magnitude and subsection of the testing load with the method of engineering and FEA, the overall and valid static-experimentation of the sandwich-structure with the V on-Carmen cone is realized. This method is validated by the comparing test.Key words: V on-Karmen fairing; curve-cone; sandwich-structure; thermal protection-structure; PMI foam sandwich0 引 言新一代运载火箭整流罩是中国设计的最大整流罩,锥段采用冯·卡门外形(原始卵形,V on-Karmen )曲母线夹层结构形式,由2个半罩组成,直径为 5200 mm ,采用3 mm 软木、1.2 mm 厚玻璃钢面板、28 mm 厚的ROHACELL 110WF 泡沫芯子组成的夹层结构,该结构具有较好的气动外形、制造工艺性、隔热性及吸声降噪能力[1,2],结构外形见图1。

航空发动机叶片,机匣碰摩超瞬态行为建模方法

航空发动机叶片,机匣碰摩超瞬态行为建模方法

㊀第41卷㊀第5期2022年5月中国材料进展MATERIALS CHINAVol.41㊀No.5May 2022收稿日期:2020-07-09㊀㊀修回日期:2020-08-06基金项目:国家科技重大专项(2017-VII -0012-0107)第一作者:董㊀宇,男,1996年生,硕士研究生通讯作者:杨冠军,男,1977年生,教授,博士生导师,Email:ygj@DOI :10.7502/j.issn.1674-3962.202007013航空发动机叶片/机匣碰摩超瞬态行为建模方法董㊀宇,刘梅军,杨冠军(西安交通大学材料科学与工程学院金属材料强度国家重点实验室,陕西西安710049)摘㊀要:为了分析航空发动机叶片/机匣碰摩过程中的超瞬态摩擦热效应,基于有限元方法建立了叶片/机匣碰摩模型,研究了单次碰摩条件下界面的微区超瞬态摩擦热效应,并对模拟过程中空间尺寸与时间步长对模拟结果的影响进行探究分析㊂研究发现,由于叶片与机匣摩擦速度快㊁碰摩时间短,只在叶尖很小的范围内发生超瞬态传热,产生的摩擦热以分子量级进行传递㊂叶片/机匣碰摩模型建立过程中,网格尺寸划分过大㊁时间步长取值过大,会导致模拟结果不能真实反应碰摩过程的微区超瞬态热效应㊂为此,通过对建模过程中模型空间尺寸与时间步长的优化,得到了能够准确反映温度微区超瞬态特性的建模方法,阐明了网格尺寸与时间步长匹配对微区超瞬态行为的影响规律,为叶片-机匣碰摩模型的建立奠定了基础㊂关键词:超瞬态行为;碰摩;叶片;机匣中图分类号:V232.4;V232.6㊀㊀文献标识码:A㊀㊀文章编号:1674-3962(2022)05-0383-05引用格式:董宇,刘梅军,杨冠军.航空发动机叶片/机匣碰摩超瞬态行为建模方法[J].中国材料进展,2022,41(5):383-387.DONG Y,LIU M J,YANG G J.A Modeling Method for Ultra-Transient Behavior of Aero-Engine Blade /Case Rub-Impact[J].MaterialsChina,2022,41(5):383-387.A Modeling Method for Ultra-Transient Behavior ofAero-Engine Blade /Case Rub-ImpactDONG Yu,LIU Meijun,YANG Guanjun(State Key Laboratory for Mechanical Behavior of Materials,School of Materials Science and Engineering,Xi a n Jiaotong University,Xi a n 710049,China)Abstract :To analyze the blade /case rub-friction process of aero-engine,a blade /case rub-friction model is establishedbased on the finite element method,and the ultra-transient friction heat effect at the interface under a single rub is studied.The influence of grid size and time step on simulation results during rub-impact simulation is explored and analyzed.It is found that the ultra-transient heat transfer occurs only in a small range of blade tip due to the high friction speed and short rubbing time between blade and casing.At the same time,the friction heat generated by rubbing is transferred by the order of molecular size in space dimension.During model building,grid size and time step have a significant influence on simula-tion results.Therefore,by optimizing the grid size and time step in the modeling process,a correct modeling method that can accurately reflect the ultra-transient characteristics of the temperature micro-zone is obtained.The influence of grid size matching with time step on micro-zone super-transient behavior is clarified,which establishes the foundation for the model of blade-case rub-impact friction.Key words :ultra-transient friction;rubbing;blade;case1㊀前㊀言大推力㊁高推重比㊁高工作效率成为航空发动机设计制造的总体目标,使得航空发动机压气机的机匣㊁叶片等重要结构件均大量采用钛合金代替不锈钢或高温合金,以减轻结构重量[1-4],国外先进航空发动机的钛用量已占到发动机总质量的25%~40%[5]㊂同时,实际工程中通过缩小叶尖间隙的方法增加航空发动机气密性,以提高工作效率,但过小的叶尖间隙会使得叶片与机匣All Rights Reserved.中国材料进展第41卷的碰摩几率增加[6-8]㊂当叶片与机匣材料因热膨胀㊁叶片伸长㊁零部件振动等效应而发生非正常碰摩时,在接触区域会产生大量摩擦热,随着碰摩持续进行,将会导致机匣在碰摩位置处迅速升温,使钛合金升温,并可能燃烧,发生 钛火 故障,造成飞行安全隐患[9-11]㊂由叶片-机匣碰摩热效应而引发的 钛火 故障不断影响着钛合金在航空发动机中的进一步广泛应用㊂与轻质高强的钛合金相比,航空发动机压气机零部件若继续采用不锈钢或高温合金,将显著增加发动机整体结构质量,无法实现提高航空发动剂推重比的目的㊂若增大发动机转子叶片与机匣间的间隙,又将降低发动机效率,导致其油耗显著升高[12]㊂因此,开展叶片-机匣碰摩热效应问题的研究至关重要㊂近年来,众多学者对叶片-机匣碰摩过程进行了模拟仿真与实验相结合的研究㊂将叶片简化为梁,将机匣简化为薄壁圆壳,并基于接触动力学理论,利用有限元方法模拟叶片-机匣的碰摩过程[6,13-16]㊂搭建碰摩实验台,对低速㊁高速叶片-机匣碰摩过程进行实验模拟,分析碰摩过程中的动力学特性[17-19]㊂目前,这些研究针对碰摩故障机理及转子系统非线性动力学响应特性进行了较为深入的研究,但未能进一步明确碰摩局部细节与摩擦热效应㊂为了分析航空发动机叶片-机匣碰摩摩擦过程中超瞬态摩擦热效应,本文首先基于有限元方法建立叶片-机匣碰摩的简化模型,并对碰摩模拟过程中空间尺寸与时间步长对结果的影响进行探究分析㊂同时对空间尺寸与时间步长收敛性给予着重关注,确保模拟结果准确性㊂2㊀叶片-机匣碰摩摩擦模型在航空发动机中,偏摩为碰摩的主要表现形式,即叶片和机匣只在碰摩点发生摩擦㊂航空发动机叶片转速普遍在10000r㊃min-1以上,若将几秒的量级内发动机转动成百上千转的行为定义为短期行为或瞬态行为,那么这里所描述单次摩擦过程中不同时刻的摩擦热行为就是一种超瞬态行为㊂提取叶尖与机匣碰摩点作为研究对象,简化物理模型如图1a所示㊂在计算叶片与机匣碰摩产热的温度场时,为了使问题易于处理但又不失意义,做出以下假设:(1)叶片和机匣外表面与空气直接接触,对摩过程中叶片两侧受到对流换热的冷却作用,机匣对摩面同样受到冷却作用,忽略热辐射导致的热损失,对流换热系数与温度及结构空间位置无关㊂(2)叶片与机匣之间的热分部权重系数为0.5㊂(3)不考虑碰摩过程中的材料损失㊂(4)计算过程中叶片与机匣材料假设为各向同性㊂(5)碰摩过程中机匣不动,即机匣所有节点在水平与竖直方向上均约束为0㊂叶片与机匣对摩的端部节点采用耦合作用约束竖直方向㊂(6)叶片与机匣对摩时,以叶片转动偏离轴心0.2mm 计算,叶片与机匣对摩过程中二者产生的压应力均匀分布于叶片端部㊂建立有限元模型如图1b所示,其中叶片尺寸为20mmˑ2mm,叶片2mm的端部与机匣对摩㊂机匣尺寸为25mmˑ3mm,机匣厚度是3mm㊂叶片-机匣摩擦速度设定为500m㊃s-1,摩擦距离为20mm㊂模拟过程中钛合金物性参数随温度的变化如表1所示㊂表1㊀Ti合金物性参数Table1㊀Physical properties of titanium alloyTemperature/ħDensity/(kg㊃m-3)Specific heatcapacity/(J㊃K-1㊃kg-1)Heatconductivity/(W㊃m-1㊃K-1) 2544205467.0 20043955848.8 400436662911.4 600433667314.2 800430971417.8 995428275322.7 1200425267822.9 1400422571424.6 1600419875027.图1㊀叶尖与机匣碰摩模型:(a)物理模型,(b)仿真模型Fig.1㊀Blade/case rubbing model:(a)physical model,(b)simulation model483All Rights Reserved.㊀第5期董㊀宇等:航空发动机叶片/机匣碰摩超瞬态行为建模方法3㊀仿真结果分析3.1㊀单次摩擦过程中叶尖温度场局部分布的网格空间尺寸效应㊀㊀(1)网格尺寸对升温区域计算结果的影响:模型网格尺寸的选择是影响模拟结果准确性的首要因素,为了保证模拟结果的准确,温度在空间中传递尺寸以分子数量级进行划分㊂叶片/机匣碰摩为超瞬态行为,机匣或叶尖表面温度升高区域的深度极浅,为了更加准确地表征叶尖极浅表面的温度变化,为超瞬态行为的建模提供基础,网格尺寸分别选择5nm(约1个分子尺寸的数量级)㊁50nm㊁500nm㊁1μm㊁5μm㊁10μm㊁20μm㊁50μm㊁100μm㊂图2为经历单次摩擦后不同网格尺寸下的叶尖温度场模拟结果,图中截取的区域为叶尖高度为900μm 的区域㊂从图中可以看到,叶片升温区域集中在碰摩表面㊂为了明确叶片碰摩表面温度场分布情况,缩小视场范围,提取叶尖高度90μm 区域的温度分布如图3所示,可知当网格尺寸ɤ10μm 时,模拟结果能够清晰地显示叶尖表面区域温度随深度的分布,而当网格尺寸ȡ20μm 时,模拟结果中叶尖表面的温度梯度分布并不显著,同时图2㊀首次碰摩后,不同网格尺寸下叶尖温度场模拟结果(视场区域高900μm)Fig.2㊀Simulation results of tip temperature field under different grid sizesafter the first friction (the height of the display area is 900μm)图3㊀首次碰摩后,不同网格尺寸下叶尖温度场模拟结果(视场区域高90μm):(a)100μm,(b)50μm,(c)20μm,(d)10μm,(e)5μm,(f)1μm,(g)500nm,(h)50nm,(i)5nmFig.3㊀Simulation results of tip temperature field under different grid sizesafter the first friction (the height of the display area is 90μm):(a)100μm,(b)50μm,(c)20μm,(d)10μm,(e)5μm,(f)1μm,(g)500nm,(h)50nm,(i)5nm由于网格尺寸过大,导致温度显示均化,且使温度分布深度加大㊂(2)网格尺寸对叶尖最高温度计算结果的影响:为了定量评估网格尺寸对单次摩擦后叶尖最高温度的影响规律,将不同网格尺寸的模拟结果中的叶尖最高温度提取出来做曲线图,如图4,其中黑色曲线为最高温度,蓝色曲线为误差㊂可以看出,当网格尺寸从5nm 增大至10μm 时,叶尖最高温度由220.4变为210.9ħ,模拟最高温度相差不超过10ħ,网格尺寸继续增加至100μm 时,叶尖最高温度变为62.5ħ,与网格尺寸为5nm 条件下相比发生了显著变化㊂为了进一步研究网格尺寸对叶尖最高温度模拟结果的影响,对不同网格尺寸下得到的最高温度的误差进行了研究,以网格尺寸减小一个数量级,模拟得到的最高温度差别小于0.1%时的最高温度模拟值为基准温度,结果如图4中蓝色曲线所示㊂从图中可以看到,当网格尺寸ȡ20μm 时,模型计算得到的最高温度误差达到了25%以上;当网格尺寸ɤ10μm 时,模型计算得到的最高温度误差在5%以内,具有较高的准确度;当网格尺寸ɤ0.5μm 时,模型计算结果误差在0.1%以内,但此时计算效率较低㊂因此,在模拟过程中,考虑到计算效率的问题,可以根据工程设计所容许的误差范围选择网格尺寸大小㊂图4㊀网格尺寸对一次摩擦后叶尖最高温度影响及对叶尖最高温度影响的误差分析Fig.4㊀Error analysis of the influence of grid sizes on the maximum tiptemperature after one friction and on the maximum tip temperature3.2㊀叶尖单次摩擦热场时间尺度的超瞬态行为分析为了揭示单次摩擦过程中的超瞬态行为,将单次摩擦过程分为不同的时间步长进行计算分析,研究使用不同时间步长对模拟结果的影响㊂同时,由于大尺寸网格将导致计算得到的叶尖温度低于小尺寸网格,精确度较差,后续计算过程中应选用较小尺寸网格㊂图5为单次摩擦过程中不同时间步长下叶尖温度场的计算结果㊂以网格尺寸为5μm 为例,不同时间步长下叶尖温度分布583All Rights Reserved.中国材料进展第41卷计算结果基本相同,定量数据提取结果表明,升温区域均在距离叶尖表面22μm 范围内㊂图5㊀单次摩擦中时间步长对温度场分布计算结果的影响,(a ~f)分别为时间步长为:0.08,0.2,0.8,4和8μs 时叶尖温度分布计算结果,显示区域高90μmFig.5㊀Effect of time step on temperature field distribution in singlefriction,(a~f)is the temperature distribution of leaf tip withtime steps of 0.08,0.2,0.8,4and 8μs,respectively;theheight of the display area is 90μm为进一步研究时间步长(0.08,0.2,0.4,0.8,4,8和20μs)对叶尖最高温度计算结果的影响规律,提取出不同时间步长下计算得到的叶尖最高温度如图6所示㊂随着时间步长减小,叶尖最高温度计算结果升高㊂以时间步长减小1/2,最高温度差别小于0.1%的时间步长计算得到的最高温度为基准温度,结果如图6中蓝色曲线所示㊂由图6可知,时间步长变化对计算结果误差的影响远小于网格尺寸变化对计算结果误差的影响,而且即使选择叶尖与机匣碰摩时间的一半作为时间步长,其对最高温度的影响也不超过1%,这表明叶尖与机匣碰摩一次的时间极短,属于超瞬态行为,而利用模拟的方法可以很好地反映这种极短的超瞬态行为㊂图6㊀时间步长对一次摩擦后叶尖最高温度的影响及对叶尖最高温度影响的误差分析Fig.6㊀Error analysis of the influence of time step on the maximum tiptemperature after one friction and on the maximum tip temperature3.3㊀网格尺寸与时间步长匹配对超瞬态行为的影响模型构建过程中,网格尺寸大㊁时间步长取值大,使得模拟结果存在较大误差而不能真实反应碰摩过程微区超瞬态行为㊂为此,通过网格尺寸与时间步长划分匹配,如图7所示㊂模型网格尺寸与时间步长的匹配,是影响超瞬态传热行为计算准确性的核心因素,单次摩擦过程中的传热仅发生于单次摩擦过程中的极短时间内,因此,时间步长需要足够小以真实反应单次摩擦过程中的超瞬态行为㊂同时,碰摩产生的摩擦热以分子量级在空间上传递,网格尺寸越小,对真实碰摩结果的反应越准确㊂在实际应用过程中,可在工程设计所容许的误差范围内选择网格尺寸与时间步长,从而快速准确地实现对叶尖与机匣碰摩过程的计算㊂图7㊀网格尺寸与时间步长匹配对最高温度误差的影响Fig.7㊀Influence of grid size and time step matching on maximum tem-perature error4㊀结㊀论本文对航空发动机叶尖与机匣碰摩过程的模拟研究中模拟结果对网格尺寸与时间步长的依赖关系进行研究,发现叶尖与机匣的单次碰摩热效应具有微区超瞬态现象,具体结论如下:(1)控制网格尺寸ɤ10μm 时,模拟计算得到的最高温度误差在5%以内,模型计算结果具有较高的准确度㊂网格尺寸过大影响计算准确度,过小影响计算效率,而当网格尺寸ɤ0.5μm 时,模型计算结果误差在0.1%以内,但是此时计算效率较低㊂因此,在模拟过程中,考虑计算效率的问题,可以根据工程设计所容许的误差范围选择网格尺寸大小㊂(2)时间步长对计算结果精度的影响显著小于网格尺寸的影响,即使选择叶尖与机匣碰摩时间的一半作为时间步长,其对最高温度计算结果的影响也不超过1%,表明叶尖与机匣碰摩一次的时间极短,属于超瞬态行为㊂(3)理论上,空间网格尺寸划分要足够小㊁时间步683All Rights Reserved.㊀第5期董㊀宇等:航空发动机叶片/机匣碰摩超瞬态行为建模方法长划分要足够短㊂而在实际模拟过程中,对于单次摩擦后的叶尖温度场而言,在网格尺寸不超过10μm㊁时间步长减小到碰摩时间的50%时,即可得到精确的温度分布且计算效率较高㊂参考文献㊀References[1]㊀金和喜,魏克湘,李建明,等.中国有色金属学报[J],2015,25(2):280-292.JIN H X,WEI K X,LI J M,et al.The Chinese Journal of Nonferrous Metals[J],2015,25(2):280-292.[2]㊀刘世锋,宋玺,薛彤,等.航空材料学报[J],2020,40(3):77-94.LIU S F,SONG X,XUE T,et al.Journal of Aeronautical Materials [J],2020,40(3):77-94.[3]㊀原国森,兖利鹏,韩艳艳.热加工工艺[J],2017,46(4):13-16.YUAN G S,YAN L P,HAN Y Y.Hot Working Technology[J], 2017,46(4):13-16.[4]㊀何丹琪,石颢.中国高新技术企业[J],2016(27):50-51.HE D Q,SHI H.China High-Tech Enterprises[J],2016(27): 50-51.[5]㊀弭光宝,曹春晓,黄旭,等.航空材料学报[J],2014,34(4):83-91.MI G B,CAO C X,HUANG X,et al.Journal of Aeronautical Materi-als[J],2014,34(4):83-91.[6]㊀张耀涛,秦海勤,徐可君,等.新技术新工艺[J],2018(4):1-10.ZHANG Y T,QIN H Q,XU K J,et al.New Technology&New Process[J],2018(4):1-10.[7]㊀慕琴琴,徐健.航空工程进展[J],2020,11(3):293-301.MU Q Q,XU J.Advances in Aeronautical Science and Engineering [J],2020,11(3):293-301.[8]㊀CHEN G.Journal of Sound and Vibration[J],2016,361:190-209.[9]㊀弭光宝,欧阳佩旋,李培杰,等.航空材料学报[J],2019,39(5):94-102.MI G B,OUYANG P X,LI P J,et al.Journal of Aeronautical Materi-als[J],2019,39(5):94-102.[10]王巍巍,陈玉洁,高海红.燃气涡轮试验与研究[J],2013,26(5):55-58.WANG W W,CHEN Y J,GAO H H,Gas Turbine Experiment and Research[J],2013,26(5):55-58.[11]邢鹏,向宏辉,王标,等.燃气涡轮试验与研究[J],2017,30(4):34-38+44.XING P,XIANG H H,WANG B,et al.Gas Turbine Experiment and Research[J],2017,30(4):34-38+44.[12]陈研,吕天波,张生,等.航空发动机[J],2015,41(6):17-21.CHEN YAN,LV T B,ZHANG S,et al.Aeroengine[J],2015,41(6):17-21.[13]YANG Y,OUYANG H J,YANG Y R,et al.Mechanical Systems andSignal Processing[J],2020,143:106845.[14]DING K Y,WANG Z,LU X,et al.Journal of Vibroengineering[J],2020,22(2):353-365.[15]GUO X M,ZENG J,MA H,et al.Journal of Sound and Vibration[J],2020,466:115036.[16]KAMMER A S,OLGAC N.Journal of Propulsion and Power[J],2016,32(4):929-938.[17]WANG H F,CHEN G,SONG P P.Journal of Vibration and Acous-tics-Transactions of the Asme[J],2016,138(3):031004 [18]张俊红,王杰,鲁鑫,等.浙江大学学报(工学版)[J],2018,52(5):980-987.ZHANG J H,WANG J,LU X,et al.Journal of Zhejiang University (Engineering Science)[J],2018,52(5):980-987. [19]陈果,冯国权,姜广义,等.航空发动机[J],2014,40(1):10-16+78.CHEN G,FENG G Q,JIANG G Y,et al.Aeroengine[J],2014,40(1):10-16+78.(编辑㊀张雨明)783All Rights Reserved.。

AMS散热板的太空模拟实验的开题报告

AMS散热板的太空模拟实验的开题报告

AMS散热板的太空模拟实验的开题报告一、选题背景AMS(Alpha Magnetic Spectrometer)是一个由欧洲核子研究组织(CERN)开发的科学实验,主要目的是探测宇宙射线的成分和能量,以研究宇宙起源和演化。

为了保持AMS在太空中运行时的稳定性和性能,需要对其进行有效的散热设计。

多层膜散热板是一种有效的散热方法,可以通过减少热量的传导和辐射来保持AMS的稳定。

然而,在太空环境中进行散热板的性能验证是一项具有挑战性的任务,因为太空环境中的温度、辐射和真空等环境条件与地球上的条件有很大的不同。

因此,本文将介绍使用太空模拟实验进行AMS多层膜散热板性能验证的研究。

通过模拟太空环境中的温度、真空和辐射条件来评估散热板的性能,有助于提高AMS在太空中的稳定性和性能。

二、研究目的1. 模拟太空环境中的温度、真空和辐射条件;2. 考察AMS多层膜散热板在太空环境中的散热性能;3. 提高AMS在太空中的稳定性和性能。

三、研究内容1. 设计太空模拟实验系统,包括温度、真空和辐射条件的模拟器;2. 制备AMS多层膜散热板,并进行性能测试;3. 在太空模拟实验系统中测试AMS多层膜散热板的散热性能;4. 分析实验结果,评估AMS多层膜散热板的性能,并提出优化建议。

四、研究方法1. 设计太空模拟实验系统,包括温度、真空和辐射条件的模拟器;2. 制备AMS多层膜散热板,并进行性能测试;3. 在太空模拟实验系统中测试AMS多层膜散热板的散热性能,记录实验数据;4. 分析实验数据,评估AMS多层膜散热板的性能,并提出优化建议。

五、预期结果1. 设计出高可靠性的太空模拟实验系统;2. 制备出性能良好的AMS多层膜散热板;3. 通过太空模拟实验,评估AMS多层膜散热板的性能;4. 提出优化建议,提高AMS在太空中的稳定性和性能。

六、进度安排1. 设计太空模拟实验系统:1个月;2. 制备AMS多层膜散热板:2个月;3. 进行太空模拟实验:3个月;4. 实验数据分析和结果评估:1个月;5. 优化建议提出和论文撰写:2个月。

航天器舱体热密封结构多物理场耦合数值分析方法研究

航天器舱体热密封结构多物理场耦合数值分析方法研究

航天器舱体热密封结构多物理场耦合数值分析方法研究白瑜光;夏广庆;孙得川;高效伟【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2014(000)006【摘要】综合考虑航天器舱体外围高超声速流动、密封带及舱体结构传热以及密封结构内部的空腔流动传热,提出航天器高温热密封结构的瞬态多物理场耦合分析方法。

利用改进型Van Driest变换方法进行高超声速流动环境预测,基于高斯-赛德尔分块迭代耦合方法完成一体化耦合计算方法。

采用包含不同材料结构部件的复合结构,计算了0~200 s内有无密封塞两种情况下的各部分结构的瞬态热传导过程。

结果表明,密封塞的使用可显著降低空腔内的最高温度,瞬态变化情况的考虑更加准确地反映了各部分结构部件及内部空腔的温度变化情况。

该文的计算方法可广泛应用于航天器热密封结构的传热特性分析,可为火箭等航天器上的高温密封部件设计提供有效的数值分析工具。

【总页数】7页(P756-762)【作者】白瑜光;夏广庆;孙得川;高效伟【作者单位】大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室,大连 116023; 大连理工大学航空航天学院,大连 116023;大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室,大连 116023; 大连理工大学航空航天学院,大连 116023;大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室,大连 116023; 大连理工大学航空航天学院,大连 116023;大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室,大连 116023; 大连理工大学航空航天学院,大连 116023【正文语种】中文【中图分类】V421【相关文献】1.航天器柔性充气式密封舱结构技术的发展 [J], 王文龙;从强;史文华;常洁;成志忠;闫亮2.国内外航天器密封舱主结构材料的选用 [J], 施丽铭;杨鹏;周志勇;成志忠3.载人航天器密封舱泄漏时舱压控制分析 [J], 靳健4.典型载人航天器密封舱结构空间碎片高速撞击声发射定位技术研究 [J], 贾东永;刘治东;庞宝君;刘刚;赵铄;谷巍5.航天器密封舱微重力对流换热的数值分析 [J], 李劲东;邵东兵因版权原因,仅展示原文概要,查看原文内容请购买。

宇航用100 V 厚膜DCDC 电源变换器极限评估试验研究

宇航用100 V 厚膜DCDC 电源变换器极限评估试验研究

宇航用 100 V 厚膜 DC/DC 电源变换器 极限评估试验研究
肖 波1,吕倩倩1,谷瀚天1,李培蕾1,张俊峰2
(1. 中国航天宇航元器件工程中心,北京 100094; 2. 兰州空间物理研究所,兰州 730000)
摘要:针对宇航用元器件可靠性验证要求,提出宇航用 100 V 厚膜 DC/DC 电源变换器的极限评估方
法。以新研典型产品为例,依据型号应用的关键参数、相关极限判据和器件详细规范初稿,制定极限评
估试验项目及其方法、条件,进行针对性的电应力、温度应、机械应力等极限试验,并依据试验结果
分析器件的各类极限、可靠性裕量等信息,为宇航用 100 V 厚膜 DC/DC 电源变换器的研制和应用提供
参考。
关键词:宇航应用;厚膜 DC/DC;极限评估;可靠性
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第2期
肖 波等:宇航用 100 V 厚膜 DC/DC 电源变换器极限评估试验研究
177
0 引言
为保证航天器产品的高质量、高可靠性,美国 航空航天局(NASA)和欧洲空间元器件协调委员会 (ESCC)制定了相关元器件的评估标准,特别是极 限试验相关标准,以开展对宇航用元器件实际能力 的极限摸底,掌握元器件设计或应用裕度等可靠性 信息。我国主要依托国家军用标准和航天行业标 准,并结合新的可靠性强化试验来进行宇航元器件 的可靠性评价[1-2]。
Abstract: This paper proposes a method for the limit stress assessment of 100 V hybrid DC/DC converter in the space applications, to confirm the reliability requirement of the components. With a new typical product as an example, according to the key parameters for the model application, the related limit criteria and the first draft of the detailed device specifications, we formulate the limit stress assessment test items, the methods and the conditions, and carry out the targeted limit tests for the electrical stress, the temperature stress, and the mechanical stress. The test results include the various limits, the reliability margin and other information of the device, serving as a reference for the development and the application of 100 V hybrid DC/DC converter in space applications.

大推力发动机高温隔热屏设计及优化研究

大推力发动机高温隔热屏设计及优化研究

大推力发动机高温隔热屏设计及优化研究
张栋;薛淑艳;宁献文;苏生
【期刊名称】《航天器环境工程》
【年(卷),期】2017(034)004
【摘要】以卫星用大推力发动机高温隔热屏为研究对象,根据传热机理建立了其瞬态传热模型.对不同边界温度条件下高温隔热屏的瞬态传热过程进行数值仿真,且经对比,仿真计算出的隔热屏温度值与试验结果吻合良好,验证了模型的准确性和适用性.利用该模型设计了某卫星高温隔热屏,并分析了隔热屏覆盖层发射率、反射屏发射率、比热容等对隔热屏瞬态隔热性能的影响.研究结果为隔热屏的设计和优化提供了依据.
【总页数】5页(P350-354)
【作者】张栋;薛淑艳;宁献文;苏生
【作者单位】北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室,北京100094;北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室,北京100094;北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室,北京 100094
【正文语种】中文
【中图分类】V444.3
【相关文献】
1.超高温真空烧结炉碳质隔热屏维修技术 [J], 程东军;李先容;柯祖斌;马骏;徐俊;王彤;杨广;陈广
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3.高温高压屏蔽电泵隔热屏隔热计算方法及分析 [J], 张志莉
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基于热仿真的宇航用厚膜SSPC优化设计

基于热仿真的宇航用厚膜SSPC优化设计

基于热仿真的宇航用厚膜SSPC优化设计张宇;郭苗苗;张明华【期刊名称】《空间电子技术》【年(卷),期】2016(013)006【摘要】High integration of electronic elements and smaller volume with single heat conduction paths are design diffi-culties of space thick-film SSPC. The finite element analysis software was used to conduct the steady-state and transient-state performance based on actual working condition. Optimization design is analyzed from the thickness and material of sub-strate and assembling technique etc. The thermal simulation accuracy was validated through the contrast of infrared thermal image test, which provide data support for reliability design.%电路高度集成、体积小、散热路径单一是宇航用厚膜SSPC热设计的难点。

采用热仿真的方法对厚膜SSPC进行了稳态和基于实际工况的瞬态热分析,从基板厚度变化、基板材料的选择、基板与壳体安装工艺等方面对宇航用厚膜SSPC产品的热态特性进行优化设计研究,并通过热仿真的数据与红外热成像试验的对比,验证了仿真数据的准确性,为产品热可靠性设计提供数据支持。

【总页数】6页(P93-98)【作者】张宇;郭苗苗;张明华【作者单位】北京卫星制造厂空间电源变换与控制工程研究中心,北京 100080;北京卫星制造厂空间电源变换与控制工程研究中心,北京 100080;北京卫星制造厂空间电源变换与控制工程研究中心,北京 100080【正文语种】中文【中图分类】V443【相关文献】1.基于仿真的电控柴油机ECU热优化设计 [J], 徐权奎;祝轲卿;陈自强;杨林;卓斌2.基于瞬态热仿真的宇航厚膜SSPC可靠性设计研究 [J], 张宇;郭坤3.热仿真软件Flotherm在厚膜混合电路中的应用 [J], 聂月萍;房建峰;李杰;4.基于产品结构的SSPC寄生参数提取及阻性负载开关特性仿真分析 [J], 王浩南;赖耀康;张宏宇;曹玉峰;叶雪荣;翟国富5.基于产品结构的SSPC寄生参数提取及阻性负载开关特性仿真分析 [J], 王浩南;赖耀康;张宏宇;曹玉峰;叶雪荣;翟国富因版权原因,仅展示原文概要,查看原文内容请购买。

高超声速飞行器瞬态表面热流和温度的工程计算

高超声速飞行器瞬态表面热流和温度的工程计算

高超声速飞行器瞬态表面热流和温度的工程计算
蒋友娣;董葳;陈勇
【期刊名称】《能源技术》
【年(卷),期】2007(028)006
【摘要】利用CFD数值法求解高超声速飞行器全轨道飞行时的瞬态表面热流和温度分布耗时量大,利用飞行试验或风洞试验受条件限制而且代价高,都很难满足工程需要.采用工程算法,包括驻点和非驻点的瞬态表面热流和温度的计算以及完全气体和平衡气体条件下边界层外缘参数的计算.以15°钝锥为例的计算结果表明,工程算法计算量小、精度较高,因此是一种切实可行的方法,可为高超声速飞行器初步设计热环境计算和防热材料的合理选择提供可靠的参考数据.
【总页数】4页(P315-318)
【作者】蒋友娣;董葳;陈勇
【作者单位】上海交通大学机械与动力工程学院,上海,200240;上海交通大学机械与动力工程学院,上海,200240;上海交通大学机械与动力工程学院,上海,200240【正文语种】中文
【中图分类】V411.4
【相关文献】
1.吸气式高超声速飞行器粘性力工程计算方法 [J], 张栋;唐硕;李世珍
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中 图分 类 号 :TN452
文 献 标 识 码 :A
DOI:10.16157/j.issn.0258—7998.2017.01.007
中 文 引 用 格 式 : 张 宇 ,郭 坤 .基 于 瞬 态 热 仿 真 的 宇 航 厚 膜 SSPC 可 靠 性 设 计 研 究 [J】.电 子 技 术 应 用 ,2017,43(1):28-31,38. 英 文 引 用 格 式 :Zhang Yu,Guo Kun.Reliability design of space thick-f ilm SSPC based on transient thermal simulation[J].Application of Electronic Technique,2017,43(1):28—31,38.
0 引 言 热 分 析 与 计 算 是 电 子 产 品 可 靠 性 设 计 中 一 个 非 常
重 要 的方 面 ,合 理 确 定 电 子 产 品 的 温 度 分 布 及 准 确 的 温 度 计 算 对 于 提 高 电 子 产 品 的 可 靠 性 至 关 重 要 。 据 统 计 , 温 度 过 高 引 起 的 电 子 产 品 失 效 率 高 达 55%…。
Microelectronic Technology 航 天 计 算 机 与 微 电 子 2016年 学 术 年 会 论 文 精 选
基于 瞬态热仿真 的宇航厚膜 SSPC可靠性设计研究
张 宇 ,郭 坤
(1.北 京 卫 星 制 造 厂 ,北 京 100080;2.北 京 市 空 间 电 源 变 换 与 控 制 工 程 研 究 中 心 ,北 京 100080)
厚 膜 即 厚 膜 混 合 集 成 电 路 ,是 以 丝 网 印 制 工 艺 为 基 础 ,在 绝 缘 基 片 上 印 制 各 种 无 源 元 件 、互 联 线 和 焊 区 ,并 采 用 适 宜 的 组 装 技 术 ,装 上 半 导 体 有 源 器 件 和 有 特 殊 要 求 的 无 源 元 件 所 组 成 的 具 有 一 定 功 能 的 电路 【2】。宇 航 固 态 功 率 控 制 器 (Solid State Power Controller,SSPC)是 集 继 电 器 的 转 换 功 能 和 熔 断 器 的 电 路 保 护 功 能 于 一 体 的 功 率 开 关 器 件 ,是 航 天 器 配 电 系 统 中控 制 负 载 通 断 的 核 心
并 针 对 此 瞬 态 工 况 进 行 了瞬 态 热 仿 真 分 析 ,提 取 了 MOS芯 片 在 瞬 态 工 况 下 达 到 的 最 高 温 度 及 相 关 的 热 态 特 性 ,据
此 优 化 产 品 的 设 计 ,提 高产 品 使 用 的 可 靠 性 。
关 键 词 :厚 膜 SSPC;瞬 态 ;热 仿 真 ;可 靠 性
Abstract:The object of study in this paper is solid state power controller that is developmentded in Beijing satellite manufacturing
plant.The working pr inciple,therm al simulation and theoretical calculation of thermal resistance of products are given.Three ex— treme transient conditions are described,that is load short eiruit,capacitive loading and load short circuit after opening in the use of products.Thansient therm al simulation analysis iS earried out for this transient WOrking condition.The maximum temperature and relative ther m al state characteristics of the MOS—chip are exatracted under transient conditions,which optimizes of product design, and improves the reliability of the use of products. Key words:thick—film SSPC;transient;therm al simulation;reliability
摘 要 :以 北 京 卫 星 制 造 厂 研 制 的 某 型 宇 航 固 态 功 率 控 制 器 (SSPC)为 研 究 对 象 ,简 述 了产 品 的 工 作 原 理 、热 设 计 、
热 阻 的 理 论 计 算 ;阐 述 了 产 品 使 用 时 “负载 短 路 时 开 通 ”、“容 性 负 载 开 通 ”、“开 通 后 负 载 短 路 ”3种 极 端 瞬 态 工 况 ,
负 载 的 开 通 与 关 断 的 控 制 。本 文 以 北 京 卫 星 制 造 厂 研 制 的 某 型 宇 航 厚 膜 SSPC 为 研 究 对 象 ,简 述 了产 品 的 工 作 原 理 、产 品 的 热 设 计 、产 品 热 阻 的 理 论 计 算 ;同 时 为 了 验 证 产 品 在 负 载 异 常 的 情 况 下 ,产 品 工 作 的 可 靠 性 与 稳 定 性 ,分 别 识 别 出 了 “负 载 短 路 时 开 通 ”、“容 性 负 载 开 通 ”、 “开 通 后 负 载 短 路 ”3种 极 端 瞬 态 工 况 ;为 研 究 这 样 的 极 端 瞬 态 工 况 ,以 瞬 态 的 热 仿 真 为 基 础 ,分 析 出 MOS管 的 瞬 态 温 度 变 化 曲 线 和 温 度 变 化 趋 势 ,提 取 了 MOS芯 片 在 瞬 态 工 况 下 达 到 的 最 高 温 度 及 相 关 的 热 态 特 性 ,据 此 优 化 产 品 的 设 计 ,提 高 产 品 使 用 的 可 靠 性 ,同 时 为 产 品 的 可 靠 性 设 计 提 供 重 要 的数 据 支 撑 。 1 热 设 计 在 宇 航 厚 膜 SSPC 可 靠 性 设 计 中 的 应 用
Reliability design of space thick-film SSPC based on transient thermal simulation
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
Zhang Yu ,Guo Kun (1.Beijing Satellite Manufactur ing Plant,Beijing 100080,China; 2.Beijing Space Power Conversion and Control Engineer ing Research Center,Bejing 100080,China)
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