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文章针对铁氧体移相器相位温度稳定性差、所需驱动功率大的问题,设计了一种基于锁式铁氧体移相器的Ka频段自动跟踪调制器,采用和、差支路对称设计,以改善和、差支路相对相位温度变化的离散性;采用锁式移相器,选用运算放大器驱动N沟道与P沟道MOSFET栅极共接的推挽源极跟随器的功率放大,同时降低差支路移相器控制信号频率等方法,以减小驱动功耗。最终研制完成的自动跟踪调制器具有工作带宽宽、和差支路相位温度变化离散小、功耗低等优点。实测结果表明,在25GHz~27GHz频率范围内,在-10℃~+45℃温度变化范围内,和差支路相位变化离散≤15°,驱动功耗≤1.5W。该设备可以广泛应用于星载和地面单通道单脉冲角跟踪系统。 相似文献
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受电子瓶颈限制,电子信号发生器难以合成高速波形。微波光子学具有大带宽等优点,在宽带、高速波形生成方面有独有的优势。文章提出了一种基于光谱整形的三角波生成方法,通过傅里叶域光处理器灵活的控制光学频率梳中各个光边带的幅度和相位关系,经光电探测后可以直接得到三角波波形。灵活调整光边带相位的能力使得该方案可以补偿光纤色散,这意味该系统支持三角波波形的光纤传输。实验结果表明,该方案可以生成10 GHz重复频率的高速三角波波形,并成功实现了25km光纤传输。本方案使用了无需偏压控制的相位调制器,且避免了RF电桥等带宽受限的微波器件,生成的波形的带宽仅受调制器和光电探测器的限制。 相似文献
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研究采用共位配置的分布式压电敏感器和致动器的挠性悬臂梁的振动控制问题,其中敏感器由压电聚乙二烯氟化物薄膜(PVDF)制成,致动器由压电陶瓷(PZT)或PVDF制成。本文首先建立系统的模型,设计了一种线性反馈控制方案,并应用无穷维空间的LaSalle不变原理,证明了相应闭环系统的渐近稳定性。 相似文献
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三轴稳定控制是大挠性飞行器有效和重要的姿态控制方式,喷嘴控制是实现三轴稳定控制的手段之一。本文针对伪速率调制器(PSRM)和脉冲调宽调频调制器(PWPFM),采用非线性脉冲调制器线性化和描述函数两种方法来分析大挠性航天飞行器的姿态稳定性问题,并对某型卫星的远地点点火姿态控制系统进行了分析和仿真。 相似文献
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针对动能拦截器末制导问题,基于运动伪装理论设计了末制导律和相应的脉冲宽度脉冲频率(PWPF)调节器。根据拦截器和目标在视线旋转坐标系下的相对运动关系建立了动力学模型。通过运动伪装特性得出的拦截条件推导出作用在视线法向上的制导指令表达式。在动能拦截器制导推力受限情况下,利用PWPF调节器调节制导指令。考虑系统的可控条件和拦截条件,对调节器参数进行了理论设计。运动伪装末制导律保证动能拦截器在制导过程起到伪装作用,具有较高的制导精度和较小的命中过载,同时经过参数设计后的PWPF调节器可以节省燃料。最后,通过数值仿真校验了所设计末制导律的正确性和有效性。 相似文献
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随着航天事业的不断发展,卫星平台及有效载荷的轻量化、小型化是未来航天系统的发展趋势。单通道单脉冲跟踪系统在航天器中有着广泛的应用,而单通道调制器是单通道单脉冲跟踪系统的重要组成部分。为顺应星载自跟踪系统轻量化、小型化发展趋势,根据工程化要求,采用多芯片微组装技术,通过合理的系统分析和仿真设计,在厚度为0.254mm、相对介电常数为2.2的ROGERS 5880介质基板上设计实现了一种Ka频段单通道调制器。该调制器实现了小型化和集成化,采用BJ260波导作为输入,其和通道增益大于30dB,噪声系数优于2.5dB,载波抑制大于50dB,调制抑制大于30dB,经过地面各项试验及在轨飞行验证,其各项指标满足要求。 相似文献
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快速偏振调制和超窄带滤光是太阳光学望远镜实现磁场探测的最核心技术途径,而液晶调制是目前唯一可同时满足偏振测量和窄带调谐滤光的电光调制技术。而且,液晶调制器具有口径大、光谱范围宽、调制速度快、无旋转机构以及相位延迟连续可调的优势,使其成为下一代太阳望远镜磁场探测技术的最佳选择。文章简要介绍液晶科学的发展历史及液晶调制器的基本工作原理,详述液晶调制技术在太阳磁场探测中的应用现状和研究进展,探讨液晶调制技术面临的挑战以及未来发展方向。基于我国太阳磁场望远镜的研究和发展态势,相信液晶调制技术将在我国未来空基、地基太阳磁场探测中发挥至关重要的作用。 相似文献
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N.K. Philip V. Chinnaponnu E. Krishnakumar P. Natarajan V.K. Agrawal N.K. Malik 《Acta Astronautica》2009,64(2-3):127-138
This paper describes the attitude control schemes for the various phases such as acquisition, on-orbit, orbit maneuver, de-boost maneuvers and coast phases of the India's first recovery mission Space Capsule Recovery Experiment-I (SRE-1). During the on-orbit phase, the SRE was configured to point the negative roll axis to Sun. The attitude referencing of SRE-1 was based on dry tuned gyros with updates from the attitude determined using on-board Sun sensors and magnetometer. For attitude acquisition, attitude maneuvers and for providing the velocity corrections for de-orbiting operations; a set of eight thrusters grouped in functionally redundant blocks were used. The control scheme with thrusters was based on proportional derivative controller with a modulator. In order to ensure micro-gravity environment during the on-orbit payload operations a linear quadratic regulator (LQR) based control scheme was designed to drive an orthogonal configuration of magnetic torquers which in turn produced three-axis control torque with the interaction of Earth's magnetic field. Proportional derivative control scheme with modulator was designed to track the steering commands during the velocity reduction as well as during the coasting phase of the de-orbiting operations. A novel thruster failure detection, isolation and reconfiguration scheme implemented on-board for the de-orbiting phase is also discussed in this paper. 相似文献
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Studies of three versions of electron guns (0.3 kV, 0.14 A; 20 kV, 0.1 A; 40 kV, 0.05 A) intended to operate aboard spacecraft during various space experiments are presented. The computer simulation results of electron-optical systems are given, the optimization of cathode-heating units and heat removal system are performed, circuit design of the gun power supplies for both the stationary mode and using a special modulator are discussed. 相似文献