晶体管h参数微变等电路的研究

晶体管h参数微变等效电路是电子技术中求解低频，小信号放大电路常有的分析方法，本文通过具体分析，将模拟放大电路进行了新的分类，并且明确而系统地给出运用微变等效电路求解各类模拟放大电路动态指标Av,ri和r0公式，解题难点及规律。     

JJ6飞机进入和改出尾旋的分析

 本文对JJ6飞机的尾旋特性运用微分方程的分叉、突变理论作了分析和预测。并进行了时域动态响应计算。探讨其运动机理以及各操纵面在尾旋进入和改出中的作用。理论计算与试飞结果相比,基本符合。     

H—5飞机灵活推力起飞探讨

根据目前训练飞行不挂炸弹,起飞质量较轻,冬季飞行发动机推力较大这一特点,通过理论分析及计算,得出了正常起飞质量下起飞所需转速随大气温度的关系,并通过反复试飞证明这一结论是正确的,且对使用小转速起飞的优点作了分析。     

涡喷发动机高空模拟试验推力测量问题

推力测量是高空模拟试验领域重要的研究课题.本文通过某高空台的推力测量,介绍其试验设备、测量方法及试验结果,重点讨论了该高空台的推力修正及测量精度问题.     

飞机大迎角稳定性和状态矢量传播灵敏度研究

研究大迎角飞行稳定性一般需用高阶非线性模型。目前广泛采用分歧和突变理论算出飞机运动的平衡面和分歧面,判断平衡面上各点的稳定性质,然后利用飞行参数的时间历程来判断飞机的运动性质。该方法是行之有效的,但它对飞机受扰后的动态响应中每一时     

关联大系统的鲁棒稳定性

 综述了近十几年来关联大系统鲁棒稳定性的研究情况。主要包括常用的研究方法、观测器理论的发展、大系统的故障检测、定常及时变不确定大系统的稳定性和鲁棒性等。这些方面的研究都是围绕状态反馈基本控制结构形式展开的。最后探讨了鲁棒稳定性研究中存在的问题和发展趋势。     

飞机大攻角空间机动气动力建模研究

 准确的气动力模型是大攻角机动仿真与控制等飞行动力学问题研究的基础。针对纵向运动建立的非线性非定常气动力微分方程模型扩展应用于一般空间运动形式,在分析大攻角非定常流动机理和试验数据的基础上,发展了一种多自由度非线性非定常气动力数学模型,并探讨了模型辨识和参数估计问题。用全机构形的大攻角动态风洞试验数据对模型进行的验证表明所发展的气动力模型能够描述大攻角气动力主要的非线性和非定常特性。     

塞式喷管主喷管角度特性

首先建立了塞式喷管角度特性的研究模型，并运用简化的塞锥设计方法设计塞锥型面，在此基础上，通过连续改变主喷管倾角来研究主喷管倾角对塞式喷管的推力性能的影响，并确定在给定设计条件下的主喷管最佳倾角，还分析研究了底部高度，内膨胀比，总膨胀比，总压和飞行高度与主喷管最佳倾角的关系以及变化规律，针对特定的塞式喷管实验发动机，进行了初步的变角度实验，并与计算结果进行比较和分析。     

推力矢量飞机平衡区的计算

通过对推力矢量控制下飞机动力学特性的分析，定义了飞机机动的平衡区并进行计算，确定了推力矢量在低速机动中对飞机平衡特性的决定性影响，并与常规飞机的平衡特性进行了比较分析。将以往用来分析飞机尾旋运动的分歧与突变理论（ＢＡＴＣＭ）推广到推力矢量飞机过失速平衡特性的计算中，确定了在不同的飞行状态及推力矢量系统配置下飞机过失速机动的平衡区。其结果有助于理解推力矢量系统的效用及其设计参数对飞机过失速机动能力的