【CN109933876A】一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法【专利】
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910158106.7(22)申请日 2019.03.03(71)申请人 西北工业大学地址 710072 陕西省西安市友谊西路127号(72)发明人 张桂玮 杨智春 宋巧治 谷迎松 陈宇 (74)专利代理机构 西北工业大学专利中心 61204代理人 陈星(51)Int.Cl.G06F 17/50(2006.01)G06F 17/16(2006.01)
(54)发明名称一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法(57)摘要本发明提出一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法，首先通过坐标变换将模态坐标下的广义气动力转换为物理坐标下结构有限元模型全部节点上分布的非定常气动力，然后通过曲面样条插值将分布的非定常气动力进行降阶，等效集中到有限个加载点处从而获得频域气动力降阶模型，最后使用最小状态法将频域降阶气动力模型拟合到时域。本发明在尽量减少降阶气动力模型阶数的基础上，提高了降阶气动力模型的精度，从而降低了地面颤振模拟试验中激振力控制系统设计的难度，其次借助CFD跨声速非定常气动力计算方法，该降阶方法可用于跨音速颤
振分析中。
权利要求书1页 说明书8页 附图2页CN 109933876 A2019.06.25
CN 109933876
A1.一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：针对需要进行地面颤振模拟试验的机翼，建立机翼的有限元模型，进行模态分析，得到机翼有限元模型的质量矩阵M以及机翼的模态振型矩阵Φ，并在计算流体力学软件中计算该机翼在给定马赫数下的广义气动力矩阵；步骤2：坐标变换：在得到广义气动力矩阵后，根据以下公式Qaa＝MΦ·Qhh·ΦTM得到物理坐标下的气动力影响系数矩阵Qaa；其中Qhh为步骤1得到的机翼在给定马赫数下的广义气动力矩阵；步骤3：面样条插值气动力降阶：根据机翼有限元模型上设定的激振点和拾振点数目，对机翼有限元模型上的激振点及拾振点的位置进行优化，使通过激振点和拾振点表示的气动节点插值振型与气动节点原始振型之间实现最优逼近；得到机翼有限元模型上的激振点及拾振点位置后，采用插值方法实现从拾振点的位移得到全部结构节点位移的插值变换以及从全部结构节点的气动力到激振点作用力的插值变换；其中从拾振点的位移得到全部结构节点位移的插值变换关系为x＝[Gs]{xs}NS×1其中x为全部结构节点位移，xs为拾振点的位移，NS为拾振点数目，Gs为位移插值矩阵；从全部结构节点的气动力到激振点作用力的插值变换关系为：{fs}NA×1＝[Gf]{f}f为全部结构节点上的气动力，fs为激振点上的作用力，NA为激振点数目，Gf为力插值矩阵；进而得到降阶后的气动力影响系数矩阵为[Qs]NA×NS＝[Gf][Qaa][Gs]步骤4：将气动力拟合到时域：采用最小状态法将降阶后的气动力影响系数矩阵Qs转换到时域，得到降阶的时域气动力：其中转换到时域的气动力影响系数矩阵为：
式中，s是拉普拉斯变量，b是机翼的半弦长，V是来流速度，I为单位阵，A0，A1，A2，D，R和E是通过最小状态法求得的系数矩阵；根据转换到时域的气动力影响系数矩阵，得到降阶的时域气动力为
其中q∞为动压。2.根据权利要求1所述一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法，其特征在于：步骤3中采用平面薄板样条插值方法实现从拾振点的位移得到全部结构节点位移的插值变换
以及从全部结构节点的气动力到激振点作用力的插值变换。权 利 要 求 书1/1页
2CN 109933876 A
基于Volterra级数的非定常气动力降阶模型
２００７年１０月 第３４卷第５期 强度与环境 ＳＴＲＵＣＴＵＲＥ＆ＥＮＶＩＲｏＮＭＥＮＴ ＥＮＧＩＮＥＥＲ Ｇ Ｏｃｔ．２００７ Ｖｏ１．３４，Ｎｏ．５
基于Ｖｏｌｔｅｒｒａ级数的非定常气动力
降阶模型
徐敏李勇曾宪昂陈士橹
（西北工业大学航天学院，西安７１００７２）
摘要：为了满足气动伺服弹性分析与综合的需要，优化了一种基于Ｖｏｌｔｅｒｒａ级数的非线性非定常气动力
降阶模型。通过ＣＦＤ技术计算出的广义非定常气动力阶跃响应辨识出Ｖｏｌｔｅｒｒａ核，应用特征系统实现
算法建立非定常气动力的状态空间模型，并将该模型应用于气动弹性计算。用气动弹性标准模型
ＡＧＡＲＤ ４４５．６机翼对该降阶模型做了验证，结果表明这种方法可以快速准确地求解气动弹性问题。
关键词：Ｖｏｌｔｅｒｒａ级数； 非定常气动力； 降阶模型； 气动弹性
中图分类号：Ｖ２１１．５ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００６．３９１９（２００７）０５．００２２．０７ Ｖｏｌｔｅｒｒａ．ｓｅｒｉｅｓ．ｂａｓｅｄ ｒｅｄｕｃｅｄ．ｏｒｄｅｒ ｍｏｄｅｌ ｆｏｒ ｕｎｓｔｅａｄｙ
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ
ＸＵ Ｍｉｎ Ｕ １Ｙ１Ｄｎｇ ＺＥＮＧ Ｘｉａｎ—ａｎｇ ＣＨＥＮ Ｓｌｌｉ一１ｕ （Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎ Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ’ａｎ ７１００７２，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎ ｏｒｄｅｒ ｔｏ ｍｅｅｔ ｔｈｅ ｄｅｍａｎｄ ｏｆ ａｅｒｏｓｅｒｖｏｅｌａｓｔｉｃ ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ ｓｙｎｔｈｅｓｉｓ，ａ ｒｅｄｕｃｅｄ・ｏｒｄｅｒ ｍｏｄｅｌ ｂａｓｅｄ
ｏｎ Ｖｏｌｔｅｒｒａ ｓｅｒｉｅｓ ｆｏｒ ｎｏｎｌｉｎｅａｒ ｕｎｓｔｅａｄｙ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ ｉｓ ｏｐｔｉｍｉｚｅｄ．Ｔｈｅ ｖｏｌｔｅｒｒａ ｋｅｍｅｌｓ ａｒｅ ｉｄｅｎｔｉｆｉｅｄ ｆｒｏｍ
多参数空间的非线性非定常气动力降阶模型
近年来，多参数空间的非线性非定常气动力学降阶模型受到了国际研究社区的广泛关注。它是将复杂的非线性气动力学模型，如Navier-Stokes方程，通过有限的计算算法简化为低阶的模型，使得具有非定常特性的流动过程可以得到较好的模拟。
首先，动态积分方法可以将复杂的非线性气动力学模型，如Navier-Stokes方程，简化为低阶模型，它以更简单的形式对流体运动进行研究，并且可以有效地考虑湍流等复杂流动特性。其次，可以通过多参数空间的非线性系统理论，将简单的气动力学模型抽象为一组变量，以描述流动过程的复杂性。最后，可以通过非定常的模型降阶方法，将多参数空间的非线性系统模型简化为低阶模型，从而有效地模拟具有非定常特性的流动过程。
因此，多参数空间的非线性非定常气动力学降阶模型可以更好地模拟具有非定常特性的流动过程，并且可以有效地模拟湍流等复杂气动力学流动现象。这种模型还可以在实际中应用于飞机、船舶等航空航天设备的性能设计，以及水力发电机组、水泵等水力机械的检测和控制。
总之，多参数空间的非线性非定常气动力学降阶模型是一种可以有效地模拟复杂气动力学流动过程的模型，有着广泛的应用前景。
【CN110160736A】一种耦合弹性模态非定常气动力测量装置及方法【专利】
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910212431.7(22)申请日 2019.03.20(71)申请人 北京机电工程研究所地址 100074 北京市丰台区云岗北里40号院(72)发明人 刘凯 苑凯华 田海涛 操小龙 (51)Int.Cl.G01M 9/06(2006.01)G01M 9/08(2006.01)
(54)发明名称一种耦合弹性模态非定常气动力测量装置及方法(57)摘要本发明提供了一种耦合弹性模态非定常气动力测量装置及方法，包括包括天平、位移元件、应变测量单元和加速度测量单元组成，位移元件采用弹性梁设计方法，用来记录模型振动时的位置信息，位移元件为空心圆柱形，一端为圆环状的天平连接圈，用以与天平的等直段固连，另一端为切线挖槽的卸载固定端，中间段为弹性梁，由沿圆周均匀分布的弹性梁片组成，应变测量单元粘贴在弹性梁上，加速度测量单元安装在试验件上，对试验件进行风洞试验，获得天平施加给试验件的受力、位移和加速度信息；建立试验件的动力学模型，获得非定常气动力的计算公式,并计算试验件的气动力。本发明的装置和方法可
以精确的测量试验件受到的非定常气动力。
权利要求书1页 说明书5页 附图2页CN 110160736 A2019.08.23
CN 110160736
A1.一种耦合弹性模态非定常气动力测量装置，包括天平、应变测量单元和加速度测量单元组成，其特征在于：还包括位移元件，所述的位移元件为空心圆柱形，一端为圆环状的天平连接圈，用以与天平的等直段固连，另一端为卸载固定端，卸载固定端在内外侧沿周向挖槽，用以与模型支架固连，中间段为镂空的弹性梁，弹性梁由沿圆周均匀分布的n个弹性梁片组成，所述的应变测量单元粘贴在弹性梁上，所述的加速度测量单元安装在试验件上。2.根据权利要求1所述的耦合弹性模态非定常气动力测量装置，其特征在于：所述的天平连接圈的尺寸由天平的等直段的尺寸确定。3.根据权利要求1所述的耦合弹性模态非定常气动力测量装置，其特征在于：所述的卸载固定端的弹性刚度小于弹性梁的弹性刚度，大于等于弹性梁的弹性刚度的一半，根据此要求优化设计得到槽的位置、尺寸和数量。4.根据权利要求1所述的耦合弹性模态非定常气动力测量装置，其特征在于：所述的弹性梁的长度、弹性梁片的数量和弹性梁片的尺寸根据电机输出力矩、转动幅度和应变测量点等因素优化获得。5.使用权利要求1到4中任一个装置，一种耦合弹性模态非定常气动力测量方法，其特征在于：步骤如下，对试验件进行风洞试验，通过耦合弹性模态非定常气动力测量装置获得天平施加给试验件的受力信息、试验件的位移信息和加速度信息；根据试验件质心位置信息、质量信息和已测得的信息，建立试验件的动力学模型，获得非定常气动力的计算公式，并计算得到试验件受到的气动力。6.根据权利要求5所述的耦合弹性模态非定常气动力测量方法，其特征在于：所述的非定常气动力的计算公式为Fa＝MA-Fb-Fg，其中，Fa是气动力向量，M是模型的惯性矩阵，A是加速度向量，Fb是天平施加于模型的力向量，Fg
【CN110162822A】耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法【专利】
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910206453.2(22)申请日 2019.03.19(71)申请人 北京机电工程研究所地址 100074 北京市丰台区云岗北里40号院(72)发明人 刘燚 刘凯 操小龙 何海波 (51)Int.Cl.G06F 17/50(2006.01)
(54)发明名称耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法(57)摘要本发明提供了一种耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法，该方法包括：一，对变形气动面进行网格划分；二，获取结构模态信息并将其插值到变形气动面的气动网格上，确定变形气动面的结构运动规律；三，确定时域分析计算步长；四，基于全位势流理论，在各个气动网格上布置涡环，利用非定常伯努利方程计算获取变形气动面网格上的气动力的大小和分布；五，将后缘尾涡以当地流场速度运动一个时间步长的位移以形成下游尾涡流场；六，将下一时间步长下的结构模态信息插值到变形气动面网格上，重复步骤四和步骤五，直至完成时域内推进非定常气动力的求解。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中时域气动力计算建模复杂且计算效
率低的技术问题。
权利要求书2页 说明书7页 附图5页CN 110162822 A2019.08.23
CN 110162822
A1.一种耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法，其特征在于，所述时域快速非定常气动力计算方法包括：步骤一，对飞行器的变形气动面进行网格划分；步骤二，获取飞行器的结构模态信息并将所述结构模态信息插值到变形气动面的气动网格上，确定变形气动面的结构运动规律；步骤三，根据所述变形气动面的气动网格大小、来流速度以及所述变形气动面的结构运动规律确定时域分析计算步长；步骤四，基于全位势流理论，在所述变形气动面的各个气动网格上布置涡环，根据速度诱导公式求解飞行器的气动力影响系数矩阵，根据所述气动力影响系数矩阵以及法向物面边界条件计算获取当前时刻的涡环环量大小，根据当前时刻的涡环环量大小并利用非定常伯努利方程计算获取变形气动面网格上的气动力的大小和分布；步骤五，保持后缘尾涡的环量不变，将所述后缘尾涡以当地流场速度运动一个时间步长的位移以形成下游尾涡流场；步骤六，在所述下游尾涡流场的基础上，将下一时间步长下的结构模态信息插值到变形气动面网格上，重复步骤四和步骤五，直至完成时域内推进非定常气动力的求解。2.根据权利要求1所述的耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法，其特征在于，当前时刻的所述涡环环量Γ的大小可根据所述气动力影响系数矩阵A以及法向物面边界条件来获取，其中，A为机翼气动力影响系数矩阵，Γ为机翼附着涡环强度组成的列向量，V(t)＝[U(t),V(t),W(t)]，V(t)为包含机翼运动速度和非定常来流速度的速度，Vw为尾涡在机翼处引起的诱导速度，为机翼当地的法向量。3.根据权利要求2所述的耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法，其特征在于，变形气动面网格上的气动力可根据根据当前时刻的涡环环量大小并利用非定常伯努利方程来获取，其中，ρ为
基于分层模型的非定常气动力建模研究
Science&TechnologyVision科技视界科技视界Science&TechnologyVision0引言[1]袁袁袁遥袁曰袁遥遥袁Attar[2]袁ARMA遥袁袁渊KrigingRSM冤渊BPRBF冤遥[3]KrigingKSBRF袁遥Kriging[4]袁遥袁ARAMKriging遥1分层降阶模型袁k+1kk袁袁ARMA遥渊冤袁1遥图1分层降阶模型基于分层模型的非定常气动力建模研究周萌高国柱(中国电子科技集团公司第三十八研究所浮空平台部袁安徽合肥230088)揖摘要铱为解决气动弹性中存在的线性和非线性气动力降阶建模问题袁采用线性的ARAM模型和非线性的Kriging模型构建分层模型遥通过输入的小幅和大幅激励信号及其非定常气动力响应袁得到分层非线性动力学模型遥算例结果表明袁分层模型可以精确模拟复杂非线性气动力遥揖关键词铱分层模型曰非定常气动力曰建模研究中图分类号院V211.1文献标识码院ADOI院10.19694/ki.issn2095-2457.202员.园苑.猿猿揖Abstract铱Inordertosolvethelinearandnonlinearaerodynamicreductionmodelingproblemsinaeroelasticity,alayeredmodelwasconstructedbyusingARMAmodelandKrigingmodel.Thelayerednonlinearaerodynamicmodelwasobtainedbytheinputsmallandlargeexcitiationsignalsandtheirunsteadyresponses.Thenumericalresultsshowthatthelayeredmodelcansimulatethecomplexnonlinearaerodynamicforcesaccurately.揖Keywords铱Layeredmodel曰Unsteadyaerodynamic曰ModelingResearch作者简介院周萌渊1981要冤袁男袁安徽合肥人袁高级工程师袁主要从事浮空器总系统设计研究遥高国柱渊1991要冤袁男袁安徽阜阳人袁助理工程师袁主要从事浮空器总系统设计研究遥92Science&TechnologyVision科技视界科技视界Science&TechnologyVisionu渊琢h/b冤袁遥y渊CLCm冤CFD遥ukk袁uk-nak-na袁ykkyk-nak-na袁遥ARMA[2]遥2非定常气动力模型建立2袁遥袁袁袁袁尧遥(a)小幅值训练信号(b)大幅值训练信号图2训练信号(a)小幅值训练信号辨识结果(b)大幅值训练信号辨识结果图3非线性分层模型对训练信号的辨识结果袁ARMA遥袁ARMA袁袁Kriging遥3结语袁遥揖参考文献铱[1]RoddenWP.气动弹性力学理论与计算[M].万志强,吴志刚,谢长川,等译.北京,航空工业出版社,2014.[2]AttarPJ,DowellEH,WhiteJR,etal.Reducedordernonlinearsystemidentificationmethodology[J].AIAAJournal,2006,40(8):1895-1904.[3]刘艳,白俊强,华俊,等.强迫振动和极限环振动时域响应的高效预测方法研究[J].振动与冲击,2016,35(13):140-147.[4]韩忠华.Kriging模型及代理优化算法研究进展[J].航空学报袁2016袁37(11)院3197-3225.[5]周萌,高国柱.基于降阶模型的不同厚度翼型颤振边界预测[J].西安航空学院学报,2019,37(3):7-14.93
风力机叶片非定常气动力降阶模型方法
第４３卷第５期 ２０１１年１Ｏ月 南 京 航 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｎａｎｊｉｎｇ 空航天大学 Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ 学报 ８Ｌ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ Ｖｏ１．４３ Ｎｏ．５ ０Ｃｔ．２０１１
风力机叶片非定常气动力降阶模型方法
赵 玲 冉景洪 吕计男
（中国航天空气动力技术研究院，北京， 刘子
１０００７４） 强
摘要：基于计算流体力学（Ｃｏｍｐｔａｔｉｏｎａｌ ｆｌｕｉｄ ｄｙｎａｍｉｃ，ＣＦＤ）的非定常气动力降阶模型方法，建立起叶段振动状 态下的非定常气动力模型，用来模拟叶片变形与气流耦合作用下的附加非定常气动力，实现了叶段在旋转过程 中的非定常气动特性建模。通过与ＣＦＤ结果的校验，验证了方法的可行性，分析了模型对阶跃幅值、风速及振动 频率等参数变化的敏感性，然后将方法推广至多叶段模型，并结合结构动力学方程给出多叶段模型的气动弹性 响应历程。
关键词：风力机叶片；降阶模型；非定常气动力；气动弹性 中图分类号：ＴＫ８３ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００５—２６１５（２０１１）０５—０６８２—０６
Ｒｅｄｕｃｅｄ Ｏｒｄｅｒ Ｍｏｄｅｌ ｆｏｒ Ｕｎｓｔｅａｄｙ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｏｆ Ｗｉｎｄ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｂｌａｄｅ
Ｚｈａｏ Ｌｉｎｇ，Ｒａｎ Ｊｉｎｇｈｏｎｇ，Ｌ Ｊｉｎａｎ，Ｌｉｕ Ｚｉｑｉａｎｇ
（Ｃｈｉｎａ Ａｃａｄｅｍｙ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ，１０００７４，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａ ｒｅｄｕｃｅｄ ｏｒｄｅｒ ｍｏｄｅｌ ｉｓ ａｄｏｐｔｅｄ ｆｏｒ ｕｎｓｔｅａｄｙ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｆｏｒｃｅ ｏｆ ｗｉｎｄ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅ ｔＯ ｓｉｒｅ—
ｕｌａｔｅ ｔｈｅ ａｄｄｉｔｉｏｎａｌ ｕｎｓｔｅａｄｙ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｆｏｒｃｅ ｆｒｏｍ ｔｈｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｖｉｂｒａｔｉｏｎ ｃｏｕｐｌｅｄ ｗｉｔｈ ｆｌｕｉｄ．Ｔｈｅ ｕｎ—
【CN109783978A】一种基于ANSYSWorkbench的微型扑翼飞行器气动数值仿真方法【专
(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 (43)申请公布日
(21)申请号 201910109850.8
(22)申请日 2019.02.11
(71)申请人 南京航空航天大学地址 210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号
(72)发明人 李仕博 杨博 杨钰 丛歆雨 章锐 王姝歆
(74)专利代理机构 南京天华专利代理有限责任公司 32218代理人 瞿网兰
(51)Int.Cl.G06F 17/50(2006.01)
(54)发明名称一种基于ANSYS Workbench的微型扑翼飞行器气动数值仿真方法(57)摘要一种基于ANSYS Workbench的微型扑翼飞行器气动数值仿真方法，其特征在于它包括以下步骤：步骤1.确定微型扑翼机的几何外形，根据空气动力学理论和相关经验公式确定流场的计算域和流固耦合作用区域；步骤2.利用三维建模软件建立FMAV的特征模型和流场计算域；步骤3.在ANSYS环境下进行双向流固耦合分析，其中，利用有限体积法在fluid flow模块中进行计算流体分析，利用有限元法在transient structure模块中进行固体计算分析，利用system coupling系统耦合器实现有限体积法和有限元法的数据映射传递；步骤4.计算完成后，点击fluid flow的Results和transient structure的Model查看结果，得到仿真数据并保存。本发明简单易行，操作方便，速度快，
准确性高。
权利要求书2页 说明书4页 附图5页CN 109783978 A2019.05.21
CN 109783978
A1.一种基于ANSYS Workbench的微型扑翼飞行器气动数值仿真方法，其特征在于它包
括以下步骤：
步骤1. 确定微型扑翼机（FMAV）的几何外形，根据空气动力学理论和相关经验公式确
定流场的计算域和流固耦合作用区域；
步骤2. 利用三维建模软件建立FMAV的特征模型和流场计算域；
基于逆虚拟激励法的飞行器非定常气动力识别
基于逆虚拟激励法的飞行器非定常气动力识别
王静
【期刊名称】《四川兵工学报》
【年(卷),期】2012(033)011
【摘 要】针对目前采用CFD直接计算高速飞行器非定常气动力仍存在困难和不足的问题,本文提出了1种在频域内识别的间接方法,根据随机振动原理利用实测加速度响应识别飞行器气动力的动载荷。将整个飞行阶段分为若干时间段,每段时间内飞行器可近似为平稳随机振动,相应的气动力也可作为平稳随机激励。利用实测加速度响应生成功率谱矩阵,然后引入逆虚拟激励法化为虚拟响应,快速精确计算出了飞行器气动力的功率谱矩阵。工程实例验证了本方法的高效性和正确性。
【总页数】3页(P15-17)
【作 者】王静
【作者单位】陆军军官学院五系,合肥230031
【正文语种】中 文
【中图分类】O324
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1.基于逆虚拟激励法的垂向轨道不平顺功率谱识别 [J], 张健;赵岩;张亚辉;钟万勰
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5.逆虚拟激励法随机载荷识别试验研究 [J], 李东升;郭杏林 因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买
【CN109921749A】一种提高毫米波GaNMMIC功率放大器三阶交调的电路【专利】
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910236996.9(22)申请日 2019.03.27(71)申请人 中国电子科技集团公司第十三研究所地址 050051 河北省石家庄市新华区合作路113号(72)发明人 董毅敏 蔡道明 高学邦 邬佳晟 (74)专利代理机构 石家庄国为知识产权事务所 13120代理人 赵宝琴(51)Int.Cl.H03F 1/32(2006.01)H03F 3/21(2006.01)
(54)发明名称一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路(57)摘要本发明提供了一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，包括：第一放大模块和第二放大模块；第一放大模块的输入端与射频输入口相连，用于接收射频输入信号；第一放大模块对射频输入信号进行第一级放大，获得第一三阶交调信号；第二放大模块用于对第一放大模块输出的信号进行第二级放大，获得第二三阶交调信号；第一放大模块还包含相位调节单元，相位调节单元用于对第一三阶交调信号和第二三阶交调信号的相位进行调节，使得第一三阶交调信号与第二三阶交调信号的相位差为180°，第一级放大模块的三阶信号和第二级放大模块的三阶信号幅度不是相加的，而是相减的，从而使得最终得到的三阶信号幅度降低，三阶交调得以提
高。
权利要求书2页 说明书4页 附图1页CN 109921749 A2019.06.21
CN 109921749
A1.一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，其特征在于，包括：第一放大模块和第二放大模块；所述第一放大模块的输入端与射频输入口相连，用于接收射频输入信号；所述第一放大模块对所述射频输入信号进行第一级放大，获得第一三阶交调信号；所述第一放大模块的输出端与所述第二放大模块的输入端相连，所述第二放大模块用于对所述第一放大模块输出的信号进行第二级放大，获得第二三阶交调信号；所述第一放大模块还包含相位调节单元，所述相位调节单元用于对所述第一三阶交调信号和所述第二三阶交调信号的相位进行调节，使得所述第一三阶交调信号与所述第二三阶交调信号的相位差为180°。2.根据权利要求1所述的一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，其特征在于，所述第一放大模块还包括：第一放大单元，所述第一放大单元包含第一高电子迁移率晶体管HEMT，所述相位调节单元的第一端输入第一正压偏置，所述相位调节单元的第二端与所述第一放大单元的漏电极相连，所述第一正压偏置用于给所述第一放大单元的漏电极加电。3.根据权利要求2所述的一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，其特征在于，所述相位调节单元包括：第一电容、微带环状电路和串联微带；其中，所述第一电容的第一端与所述相位调节单元的第一端相连，所述第一电容的第二端接地；所述微带环状电路的第一端与所述相位调节单元的第一端相连，所述微带环状电路的第二端与所述串联微带的第一端相连；所述串联微带的第二端与所述第一放大单元的漏电极相连。4.根据权利要求3所述的一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，其特征在于，所述第一电容为去耦电容。5.根据权利要求3所述的一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，其特征在于，所述微带环状电路由第一电阻、第二电阻、第三电阻和第四电阻构成，所述第二电阻、所述第三电阻和所述第四电阻串联后的第一端与所述第一电阻的第一端相连，所述第二电阻、所述第三电阻和所述第四电阻串联后的第二端与所述第一电阻的第二端相连，所述第一电阻的第一端与所述相位调节单元的第一端相连，所述第一电阻的第二端与所述串联微带的第一端相连。6.根据权利要求3所述的一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，其特征在于，所述串联微带为四分之一波长线。7.根据权利要求1所述的一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，其特征在于，所述相位调节单元的第二端与第五电阻的第二端相连，所述第五电阻的第一端与所述第一放大单元的漏电极相连。8.根据权利要求1所述的一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，其特征在于，所述第五电阻的第二端还与第二电容的第一端相连，所述第二电容的第二端与所述第二放大模块相连。9.根据权利要求1所述的一种提高毫米波GaN MMIC功率放大器三阶交调的电路，