一种电涡流位移传感器动态特性的应用分析

本文针对变频调幅电涡流位移传感器,对其动态特性进行了分析,得到了传感器的等效传递函数模型,提出了对传感器进行相位补偿的一种相位超前网络设计方法.实验结果表明,所设计的传感器充分满足了磁悬浮高能密度电机对传感器频带宽、动态响应快的要求.     

航空发动机电点火系统现状与发展趋势

航空发动机点火系统是保证飞机完成飞行任务的一个重要部件,其研发和制造涵盖多个技术生产领域。介绍了国内外电点火系统的主要体系和发展现状,并根据航空发动机使用条件、起动包线、与燃烧室的兼容性、环境适应性等总体要求及元器件材料和工艺水平,结合发动机电点火系统自身研制特点和技术特征,分析了不同电点火系统的设计原理和性能优势。探讨了电点火系统的发展趋势,并指出变频变能电点火系统是未来主要发展方向。     

YVF315～630系列高压变频调速三相异步电动机

设计开发了新一代YVF315~630系列高压变频调速三相异步电动机,产品具有系统节能、低振动、低噪声、外形小、重量轻、型谱广、功率密度高、节能环保等特点。特别对变频调速系统节能、基本数据、高效设计、绝缘结构设计、强迫通风内外风路设计、绝缘端盖设计做了重点介绍。最后通过产品试验数据与目标数据对比,分析得出了该系列产品开发设计达到了预期目标。     

交流光伏水泵系统控制策略

光伏水泵系统具有无污染、全自动等优点,且应用的场合较多,为此设计了一种以TMS320F28335为主控制器的光伏水泵控制系统。控制系统中的三相异步电机调速部分采用基于空间矢量脉宽调制(SVPWM)方式的变压变频(VVVF)控制,最大功率点跟踪部分采用恒定电压法(CVT)和扰动观察法结合最大功率点跟踪(MPPT)技术。试验结果表明系统实现最大功率点跟踪并稳定运行。     

星载Q频段发射变频放大电路的研制

为了适应卫星通信向毫米波高频段快速发展的需求,设计实现了一款星载Q频段发射变频放大电路组件。首先,给出了发射变频放大电路的原理框图,通过优化电路布局将信号变频放大电路和本振信号倍频电路高度集成在一个组件内部,实现了组件的集成化和小型化,降低了电路的研制成本。其次,对发射变频放大电路组件的宽带特性进行优化设计,通过优化微带互联线的宽带阻抗匹配网络,同时采用加载短截线的方法增大波导-同轴-微带探针的工作带宽,有效地改善了发射变频放大电路在宽带内的增益平坦度特性。最后,对金属腔体和电源电路进行优化设计,提高电路的稳定性和可靠性。完成发射变频放大电路的加工测试并给出测试结果,整机联调验证后在型号任务中推广应用。     

变频调速无人机舵机液压助力系统设计技术研究

无人机液压系统一般包括舵机助力液压系统,起落架收放系统及刹车系统。设计了一种无人机舵机使用的变频调速液压系统,通过对系统的动态特性进行仿真分析。结果表明,系统的动态特性稳定,能够满足无人机舵机的助力需求。设计的变频调速无人机舵机液压助力系统具有伺服电动机控制的灵活性和液压系统功率输出大的双重优点,其结构简单,可靠性高,可控性强,功率损失小,能够满足无人机的要求,对无人机液压系统设计具有重要的意义。     

基于PI控制的直流电机调速控制系统的研制

为解决直流电机速度控制问题,采用增量式PI控制方法,设计了无刷直流电机速度控制器。对模拟调节器进行了离散化处理,每隔10ms用编码器测速一次,并进行适当的软件滤波,用计算出速度差作为控制量,用离散的差分方程代替连续的微分方程,用软件实现了PI控制算法。搭建了基于STM32的实验平台,给出了P和I参数整定方法,并通过大量实验得到了合适的P和I的系数,验证了该增量式PI控制方法的正确性。研究结果表明:该PI控制算法能够实现对速度的恒定控制,响应速度快、抗干扰能力强。为PID控制提供了实验的方法和步骤。     

进近雷达管制中调速时应注意的几个问题

在进近雷达管制中 ,调速是一种重要的调配飞机间间隔的方法。但是 ,有些管制员在调速中往往犯一些错误 ,导致飞机间间隔小于规定 ,甚至危险接近。因此 ,掌握调速的各种方法 ,如注意指示空速与地速的区别 ,调速时注意飞机的飞行性能 ,调速指令准确 ,调速时注意“粗调”与“微调”相结合 ,避免反复增速和减速等 ,对保证飞行安全和空管安全至关重要。     

RESEARCH ON SCHEME OF HIGH-SPEED ROTOR／WING TRANSITION HELICOPTER RD15

To analyze the existing schemes of high-speed rotorcrafts and some new technologies, a new conceptual sketch of the high-speed rotor/wing transition helicopter RD15 is proposed. The overall layout of the RD15 is given out and the transition process from the helicopter mode to the airplane mode is designed. The lift system consists of a circular disk-wing with four retractable blades. The technology of individual blade control is adopted for flight control in hover and low speed flight. The tail is a vectored thrust duct propeller. It can provide the anti-torque in hover, and offer the multi-directional controls and propulsion drive for the airplane mode flight. The aerodynamic characteristics and key technologies in the transition process for this layout, including the nose up angle of disk-wing, the length of the blade, rotation speed, pitch angle and other parameters, are theoretically ana lyzed and experimentally tested. Calculation and experiments show that the shift process of the lift, the power and controls are smooth, and the designed scheme is feasible.