闭环光纤陀螺量程扩展方法研究

从闭环光纤陀螺工作原理出发,分别对跨条纹调制法和单级干涉条纹量程扩展法两种扩展闭环光纤陀螺量程的方法进行了分析。结果表明基于单级干涉条纹的量程扩展方法在工程上更加简单易行,基本不用对算法和硬件进行改动,具有很高的工程实用价值。     

闭环光纤陀螺量程扩展方法研究

从闭环光纤陀螺工作原理出发,分别对跨条纹调制法和单级干涉条纹量程扩展法两种扩展闭环光纤陀螺量程的方法进行了分析。结果表明基于单级干涉条纹的量程扩展方法在工程上更加简单易行,基本不用对算法和硬件进行改动,具有很高的工程实用价值。     

双通道光纤陀螺捷联惯导的设计与实现

针对光纤陀螺惯导精度和动态性能相互矛盾的问题,从实际应用需求出发,提出了一种高精度和大量程的双通道光纤陀螺捷联惯导系统.介绍了设计的基本原理和系统组成,并详细阐述了大小光纤陀螺设计、双通道加速度计设计和软件算法设计等关键技术,最后研制了一套原理样机.通过系统级标定试验、量程和陀螺精度试验、高动态振动环境试验和动态跑车试验等对样机进行验证,结果表明该技术方案具有可行性,为其他光纤陀螺惯导系统提供了新的设计思路.     

基于高灵敏超导探测器的新型脉冲光高精度光纤陀螺技术研究

高精度光纤陀螺的精度主要由光纤陀螺检测噪声决定,一般可用角随机游走系数来表征,光纤陀螺的角随机游走主要由光路干涉信号的信噪比和信号处理引入的噪声决定。提出了基于高灵敏超导探测器的脉冲光高精度光纤陀螺技术方案和精度提升方法,实现了陀螺光信号的高灵敏检测,显著降低了光纤陀螺的热噪声,降低了相对强度噪声,并避免了连续光因调制切换引入的尖峰脉冲误差的影响,有效提升了光纤陀螺的精度水平。通过仿真分析,可将光纤陀螺的随机游走系数检测极限从3.53×10-5(°)/h1/2降低至1.6×10-5(°)/h1/2,减小了约54.7%。     

光纤陀螺捷联惯导系统中数据采集单元的设计与实现

研究了光纤陀螺捷联惯性导航系统中数据采集单元的设计与实现。系统选用Infel80C196KC单片机作为系统MCU,利用串口扩展芯片TL16C554实现对三路光纤陀螺信号的数据采集,采用16位高精度模数转换器AD676完成对加速度计信号的数据采集。论文给出了软硬件的实现方案和试验结果。试验结果表明该数据采集装置单元,满足系统的性能要求,有较强的实用价值。     

用于世界时测量的大型高精度光纤陀螺技术研究

综述了空间飞行器的精密定轨对世界时测量的需求,并对现有大型激光陀螺、光纤陀螺测量世界时的现状与前景进行了分析,阐述了大型高精度光纤陀螺用于世界时测量需重点解决的关键技术,对实现的大型高精度光纤陀螺样机进行了试验验证,零偏不稳定性达到了5.2×10-6(°)/h(1σ),同时对陀螺长期运行期间探测到的青海玛多地震情况进行了分析,最后对面向更高精度的世界时测量用大型光纤陀螺发展方向进行了展望.     

光纤陀螺惯导稳定平台与旋转调制方法

光纤陀螺仪在随机误差方面表现出极佳的性能优势,但受限于其标度因数不理想的现实。针对航海用长航时、高精度光纤陀螺惯导系统的使用需求,设计了基于光纤陀螺数字信号实现载体三维角运动隔离的同时完成惯性测量装置的旋转调制功能,可有效减小光纤陀螺标度因数误差与载体运动角速度的耦合误差,同时充分发挥光纤陀螺随机游走小的精度优势。理论仿真验证了光纤惯导稳定平台加旋转调制方法的优越性和可行性,为光纤陀螺惯导系统在高精度导航领域中的应用提供了技术基础。     

光纤陀螺磁屏蔽效能仿真及实验研究

光纤陀螺处于磁场环境中会产生漂移,降低了光纤陀螺精度。光纤陀螺的磁场敏感性制约了其在高精度导航领域的应用。本文建立了光纤陀螺三维磁屏蔽仿真模型,给出了光纤陀螺磁屏蔽效能与磁屏蔽结构参数之间的关系并得到实验验证,为光纤陀螺磁屏蔽设计提供了依据。     

谐振式光纤陀螺用光源模块实验研究

基于多光源结构的谐振式光纤陀螺(R-FOG)是一种小型、高精度惯性传感器。研究了谐振式光纤陀螺的光源模块方案,选用小型可调谐的窄线宽半导体激光器,并对光源中心波长、光功率进行测量,以建立光源的最优工作区域,在此基础上对光源之间的拍频进行静态测试,测试过程中的频率最小值为53Hz、最大值为25.9225MHz。该方案具有分辨率高与动态范围大的潜在优势,在拍频测试中,陀螺测量分辨率和动态范围分别可达9.13×10~(-4)(°)/h、±4.56×10~7(°)/h。     

光纤陀螺热致漂移仿真分析及实验验证

外界温度场作用下,光纤环温度变化和热应力是引起光纤陀螺非互易误差的主要原因。分析了光纤陀螺热致漂移的数学模型,基于该模型仿真研究了对光纤环以恒定功率加热随后转入平稳状态扰动因素下陀螺的输出特性。为验证模型准确性,选用3个光纤环搭建光纤陀螺系统,并对陀螺零偏变化特性进行了测试。测试结果表明,各陀螺零偏测试值与模型计算值间的误差不超过8%,实验结果与模型能够较好符合,该研究结果对高精度光纤陀螺的设计具有重要指导意义。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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