基于瞬态热仿真的宇航厚膜SSPC可靠性设计研究
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
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

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

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

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

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

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。
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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)