大频差单馈双频双层微带天线研究

文章采用等效电路法分析了大频差下单探针馈电的双频双层微带天线的特性。由于天线工作于3GHz和10GHz这两个相差甚远的频率上,并且两层贴片只用一根同轴探针进行馈电,这时微带天线会呈现很多特殊的问题。分析结果表明,尽管下层微带贴片在10GHz附近的高次模会较大地影响天线的性能,采用这种结构还是可以实现双频工作的。     

一种冲压发动机推力矢量设计方案研究

针对战术导弹用冲压发动机,提出了一种推力矢量设计方案,即在进气道整流罩底部附设楔形体,利用它的摆动运动,使尾喷气流偏转,产生推力矢量。基于CFD数值模拟,分析了该方案的喷管流动特征,以及飞行马赫数和楔形体偏转角度对推力矢量的影响。计算结果表明,该设计方案可行,且还能适度减小进气道整流罩底阻。     

交流直线电机矢量变换控制软换向方法及实现

分析了磁场定向矢量控制原理,研究了将其应用于交流永磁直线电机的方法与实现途径,建立了基于PC和专用AD/DA板的交流永磁直线电机控制实验系统,采用C语言开发了磁场定向矢量控制程序,由初始化程序得到矢量控制所需的初始化参数,实时中断程序对控制电流进行矢量变换,进而实现对交流永磁直线电机驱动的工作台进行运动控制.通过对初始化阶段电机动子位置、恒定控制电流下A相电流以及电机位置、速度控制的实验数据分析,验证了所研究的基于磁场定向的交流直线电机矢量变换控制方法的有效性.      

飞行控制与飞机发展

论述飞行控制技术的发展及其与飞机发展的关系.概要回顾了自莱特兄弟研究人类飞行技术开始至20世纪60年代初期飞机飞行控制技术的发展过程.阐述了主动控制技术与电传飞行控制系统的产生和对飞机发展的巨大影响.重点介绍了新型综合自适应飞行控制系统的主要技术内涵和实现途径.      

多端单片开关电源在功率因数校正电路中的应用

讨论了采用恒频非恒占空比控制的功率因数校正电路的工作原理,介绍了NCP1650型多端单片开关电源的特点及内部电路,重点阐述了NCP1650在功率因数校正电路(PFC)中的应用,并给出了设计方法和设计电路。     

单框架控制力矩陀螺群的奇异几何分析

使用几何方法对单框架控制力矩陀螺群（包括转子恒速的CSCMG和转子变速的VSCMG）的奇异性进行了分析。通过绘制CSCMG的奇异角动量超曲面,并标识隐奇异和显奇异在该曲面上对应的点,直观地表述了CSCMG的可操纵空间,得出星体三轴角动量可交换的具体范围。比较奇异角动量超曲面图,可以看出金字塔构型在角动量饱和包络面内部存在显奇异,而五棱锥构型的显奇异十分接近饱和包络面。文中分析了金字塔和五棱锥两种构型的CSCMG可能的退化隐奇异点,并给出了退化隐奇异点在奇异角动量超曲面上的具体位置及其高斯曲率特性。对集成的能量和姿态一体化控制系统（IPACS）可能出现的无法操纵的情况进行了补充分析,给出了使用VSCMG的IPACS不会出现操纵奇异的构型设计的充分条件。给出在某一瞬时能量下,VSCMG转子角速率范围有限制时的角动量包络图,从中得到CSCMG与VSCMG角动量体的变化和联系。     

无陀螺卫星姿态的二阶插值非线性滤波估计

采用四元数作为姿态描述参数，提出了一种确定无陀螺卫星姿态的新方法，即二阶插值非线性姿态估计算法，它能够利用星敏感器提供的矢量观测信息准确地估计三轴稳定卫星的姿态。这种姿态估计算法的实现非常简单，其运算量与传统的扩展卡尔曼滤波姿态估计算法相当，但滤波性能却与基于二阶泰勒级数近似得到的非线性姿态估计算法一致。而且，在二阶插值非线性姿态估计算法中，不会遇到由四元数正交约束所造成的协方差阵奇异性问题。     

基于推力矢量控制的固体火箭发动机气体二次喷射研究

采用二维雷诺平均方程和κ-ε湍流模型,对固体火箭发动机气体二次喷射复杂干扰内流场进行了数值模拟。借助数值模拟技术,对气体二次喷射推力矢量喷管的部分方案进行了初步探索,研究了不同喷射参数对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响,并分析了其原因。结果表明,二次喷射气体的喷射孔位置、喷射角及喷射总压等因素对侧向力的影响相互耦合,适中的喷射孔位置、逆流喷射角及较大的喷射总压都能有效增加侧向力及矢量角。     

基于电磁波三维结构向量的飞行器姿态估计

以电磁波三维空间结构向量为参照的飞行器姿态/航向测量研究，可弥补空间参照物缺乏，丰富空间飞行器姿态/航向测量工具。本文根据各缺损电磁矢量传感器姿态位置与接收信号之间的变化规律，建立飞行器载电磁矢量传感器阵列导向矢量。根据协同导航的多个信号空间谱和最大化，实现平台姿态/航向测量。飞行器多位置的多个传感器共同测量姿态可避免遮挡，获得更高姿态精度的同时拓展了系统的适用领域。接收电磁信息完备状态下，不需导航信号，测绘平稳的杂波就能作为姿态基准。仿真试验验证了姿态估计的有效性。     

速度矢量滚转的运动学及气动力分析

速度矢量滚转定义为飞机在保持定常迎角的情况下,围绕其瞬时速度矢量所产生的无侧滑、速度保持为常值的旋转运动。对于典型的战术飞机,最大俯仰力矩是飞机方位的函数,在水平轨迹中出现在倾斜90°的情况,此时飞机的滚转速率达到峰值,迎角超过45°。最大滚转力矩依赖于滚转模态时间常数。对于较小的滚转时间常数（快速响应）,最大滚转力矩出现在最大滚转加速度、零迎角,基本与飞机的方位无关;对于较大的滚转时间常数,最大滚转力矩出现在最大滚转速率、迎角最大、倾斜角180°的水平飞行中。最大的航向力矩出现在最大滚转加速度、迎角最大时,基本与飞机的方位无关。