基于MEMS陀螺的风洞模型水平姿态动态测量与精度评估

风洞实验对模型的水平姿态实时动态测量精度的要求不断提高,微小型飞行器模型、高精度的激光陀螺、光纤陀螺惯性测量单元往往在体积、质量方面受到限制,而单一的MEMS系统在水平姿态测量精度方面通常难以达到要求。采用高精度石英挠性加速度计替代MEMS加速度计,与MEMS陀螺进行组合测量。针对加速度计I/F转换脉冲量化及陀螺漂移对动态测量精度的影响,提出了一种基于速度观测Kalman滤波的水平姿态动态测量算法,以提高风洞实验中模型水平姿态的测量精度。提出了在三轴飞行模拟转台上,利用高精度激光陀螺捷联惯导系统的测量结果作为基准进行动态精度评估的方法,解决了安装误差、时间同步等因素对评估精度的影响。通过与其他几种惯性水平姿态测量方法进行精度对比,验证了该算法的技术优势。     

光纤加速度传感器

光纤传感器发展很快，它作为测量元件被应用到惯性技术中，除光纤陀螺外，光纤加速度计的应用成为必然。光纤加速度计与机电加速度计相比，精度高，灵敏度好，它集光机电技术于一体。文中简述了开环和闭环光纤加速度计的工作原理，技术难点，及应用前景。     

基于MEMS陀螺和加计的微惯性测量单元研制

微惯性测量单元具有成本低、体积小、功耗低和抗冲击等优点,可以应用在车辆稳定控制、平台稳定及导航控制系统中,具有广阔的市场应用前景.详细介绍了采用三轴MEMS陀螺和三轴MEMS加速度计研制的微惯性测量单元硬件设计,对信号进行预处理、陀螺漂移补偿、降噪等处理.所研制的低成本MIMU经过补偿后零位漂移保持在:X轴、Y轴、Z轴,可以应用到普通导航领域.     

一种新颖的无陀螺捷联惯性测量系统方案

惯性界普遍都在寻找低成本的惯性导航方案，由加速度计组成的（无陀螺）惯性系统便是方案之一。本文介绍了用加速度计测量角速度的基本原理，对以微机械加速度计实现陀螺原理的方案的误差进行了分析，并提出了一种新颖的无陀螺捷联惯性测量系统方案。     

三轴一体化光纤陀螺设计

我国光纤陀螺技术通过多年的研究与发展日趋成熟，目前光纤陀螺逐步向高精度、小型化方向发展。三轴一体化光纤陀螺结构紧凑、高度集成、体积小，符合光纤陀螺的发展特点，本文从光学回路、机械结构和信号处理等方面介绍三轴一体化光纤陀螺的研究情况。     

新型三轴一体化光纤陀螺设计

我国光纤陀螺技术通过多年的研究与发展日趋成熟，目前光纤陀螺逐步向高精度、小型化方向发展。三轴一体化光纤陀螺结构紧凑、高度集成、体积小，符合光纤陀螺的发展特点，本文从光学回路、机械结构和信号处理等方面介绍三轴一体化光纤陀螺的研究情况。     

小型化光纤陀螺捷联技术

我国光纤陀螺技术通过多年的研究与发展日趋成熟。为了满足不同应用领域的需求,光纤陀螺组合向小型化、低成本、高精度方向发展。该文主要介绍了光纤陀螺捷联小型化技术,包括光纤陀螺三轴一体化技术和DSP信号处理模块小型化技术,前者又包括陀螺表头和陀螺信号处理电路的小型化技术。这些技术已经用于具体型号任务。和传统光纤陀螺捷联相比,小型化光纤陀螺捷联有较高的工程应用价值。     

2022年国外惯性技术发展与回顾

惯性技术广泛应用于海、陆、空、天各种载体的导航、定位与控制。通过对2022年的IEEE惯性传感器与系统会议、DGON惯性传感器系统会议、MEMS国际会议和圣彼得堡组合导航会议等惯性技术相关会议文献以及惯性技术领域相关机构披露的动态信息进行的详细梳理,总结了光学陀螺、微机电(MEMS)陀螺、半球谐振陀螺(HRG)、加速度计以及新兴的量子惯性传感器等惯性仪表及惯性导航系统(INS)的发展现状,并对惯性技术领域的发展趋势进行了分析与展望。当前,惯性技术领域相关研究主要侧重于小型化、提高精度和降低成本等方面。其中,光学陀螺较为成熟,更为侧重于小型化相关研究;微机电陀螺正在致力于向导航级性能突破和发展;半球谐振陀螺主要着力于探索降低高端产品的制造成本。     

惯导平台系统研究进展与发展趋势思考

现代军事应用中,远程导弹武器主要功能是精确打击关键军事目标,制导精度成为其首要性能指标。当前,国内外远程武器采用的主流惯性器件为惯导平台系统,平台框架在发射前可控制台体旋转实现自对准、自标定等功能。在导弹飞行过程中,平台控制台体稳定于惯性空间,通过隔离角运动提高惯性仪表使用精度,因而成为远程制导系统的首选惯性器件。我国惯导平台系统技术从20世纪60年代起步至今,先后经历了滚珠轴承平台、气浮陀螺平台、动调陀螺平台、静压液浮平台以及三浮平台系统的发展历程。目前,在研新型远程导弹制导系统主要采用基于三浮陀螺及陀螺加速度计的三浮平台系统,其关键技术包括亚微米精度特种材料加工与装配技术、抗高过载环境高可靠三浮惯性仪表技术、惯性/天文复合制导技术以及惯导平台自对准与自标定技术。近年来,以光学陀螺、半球谐振陀螺等为代表的新型惯性仪表的工程应用精度逐步提升。以平台稳定控制技术为基础,构建基于新型固态陀螺的惯导平台体系架构,将会推动我国远程武器性能跨越式发展。通过分析光纤陀螺、半球谐振陀螺等新型惯性仪表的技术优势以及新一代制导系统小型化、数字化、智能化等性能需求,对我国远程制导用惯导平台技术发展提出了几点建议。     

双轴和三轴多路开环光纤陀螺

大多数测量角速率的陀螺应用需要两个或三个轴的陀螺构成一个组合。采用光纤陀螺技术的优点之一是可以低成本地设计多轴的陀螺组合,减少不必要的体积和电源调查。本文讨论了一种三轴开环光纤陀螺的设计,及静态漂移,刻度因数和噪声的测量结果。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

μ理论在电液负载模拟器中的应用

 研究μ理论在电液负载模拟器中的应用，提出电液负载模拟器的鲁棒控制策略。电液负载模拟器是一个复杂的机-电-液复合系统，且是一个强耦合、时变受控对象。综合考虑参数变化、模型变动和干扰等不确定性的影响，利用μ综合控制理论设计电液负载模拟器的鲁棒力控制器，并通过μ分析使用鲁棒力控制器时系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。给出使用鲁棒力控制器和经典力控制器时的实验结果，实验结果表明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性。     

基于圆型限制性三体问题模型的行星卫星逃逸能量研究

 基于由飞行器、行星及其卫星组成圆型限制性三体问题模型，通过庞加莱映射的方法，研究了飞行器从行星卫星附近逃逸的问题。在Jacobi常数确定的前提下，通过逆向积分，飞行器从L1或L2点附近返回近月点，得到近月点速度出发速度。研究结果表明绕飞L1点和L2点逃逸行星卫星需要的最低能量是不同的，从月球表面逃逸所需的速度脉冲分别比开普勒算法节省46.5m/s和42.3m/s，且均小于Villac等人在Hill模型下得到38.9m/s，从而改进了Villac等人的相关工作，同时也给出了从太阳系主要行星卫星表面逃逸所需的最小能量。     

Model Development and Adaptive Imbalance Vibration Control of Magnetic Suspended System

对星载磁悬浮单框架控制力矩陀螺,建立其转子的平动与转动的动力学方程。所建模型反映了转子的动、静不平衡特性,以及转子运动与框架、星体运动的耦合关系。模型是主动磁悬浮控制与动框架效应分析的基础。对动、静不平衡量未知的转子,设计了自适应对中控制器。在分散PD、比例交叉反馈控制器与高低通滤波器的基础上,通过动、静不平衡量的辨识与补偿控制,使转子绕其惯量主轴旋转,衰减角动量交换执行机构高速转子因不平衡而对基座产生的干扰力,消除星上主要颤振源,达到降低卫星姿态抖动的目的。     

Love Waves in Layered Graded Composite Structures with Imperfectly Bonded Interface

Theoretical analysis and numerical calculations of Love wave propagation in layered graded composites with imperfectly bonded interface are described in this paper. On the basis of WKB method, the approximate analytic solutions for Love waves are obtained. By the interface shear spring model, the dispersion relations for Love waves in layered graded composite structures with rigid, slip, and imperfectly bonded interfaces are given, and the effects of the interface conditions on the phase velocities of Love waves in SiC/Al lay- ered graded composites are discussed. Numerical analysis shows that the phase velocity decreases when the defined flexibility parameter is greater. For the general imperfectly bonded interface, the phase velocity changes in the range of the velocities for the rigid and slip interface conditions.     

Compression Creep Behavior of High Volume Fraction of SiC Particles Reinforced Al Composite Fabricated by Pressureless Infiltration

The compression creep deformation of the high volume fraction of SiC particles reinforced Al-Mg-Si composite fabricated by pressure-less infiltration was investigated. The experimental results show that the creep stress exponents are very high at temperatures of 673 K, 723 K and 773 K, and if taking the threshold stress into account, the true stress exponent of minimum creep strain rate is still approximately 5, although the volume fraction of reinforcements is very high. The creep strain rate in the high volume fraction rein- forced aluminum alloy matrix composites is controlled by matrix lattice diffusion. It is found that the creep-strengthening effect of high volume fraction of silicon carbide particles is significant, although the particles do not form effective obstacles to dislocation motion.     

Experimental Investigation on Performance of Pulse Detonation Rocket Engine Model

The PDRE test model used in these experiments utilized kerosene as the fuel, oxygen as oxidizer, and nitrogen as purge gas. The solenoid valves were employed to control intermittent supplies of kerosene, oxygen and purge gas. PDRE test model was 50 mm in inner diameter by 1.2 m long. The DDT （deflagration to detonation transition） enhancement device Shchelkin spiral was used in the test model. The effects of detonation frequency on its time-averaged thrust and specific impulse were experimentally investigated. The obtained results showes that the time-averaged thrust of PDRE test model was approximately proportional to the detonation frequency. For the detonation frequency 20 Hz, the time-averaged thrust was around 107 N, and the specific impulse was around 125 s. The nozzle experiments were conducted using PDRE test model with three traditional nozzles. The experimental results obtained demonstrated that all of those nozzles could augment the thrust and specific impulse. Among those three nozzles, the convergent nozzle had the largest increased augmentation, which was approximately 18%, under the specific condition of the experiment.     

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。     

Adaptive Control of Helicopter Ground Resonance with Magnetorheological Damper

The methodology for adaptive control of helicopter ground resonance with magnetorheological （MR） damper is presented. The adaptive inverse control method is used to control the output damping force of MR damper and the range of the damping force is given. Through the adaptive inverse control, the damping force of MR damper is fit to a desired damping force. With the background of applying MR damper to control of helicopter ground resonance, a model of loss force and an adaptive arithmetic for stabilization of the coupled rotor/fuselage system are presented. The simulation shows that the controller presented in this paper can stabilize the rotor/fuselage coupling system quickly and control the helicopter ground resonance effectively.     

The Full Flowpath Analysis of a Hypersonic Vehicle

对一种类X43-A吸气式高超飞行器全流道开展了M7一级的三维数值仿真研究,深入探索了进气道处于起动状态和不起动状态时全流道的冷流流场结构和和气动力特性,且部分结果与实验数据进行了对比。研究结果表明:(1)前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质;(2)后体喷流股的膨胀过程受到了周围外流的显著干扰,因而沿流动方向其截面形状不断发生变化,如在喷口附近为近似矩形,而在后体末端附近则演化为近似三角形;(3)当进气道处于不起动状态时,其全流道流动结构发生了显著变化,进气道的外部压缩波系往复振荡,尾喷管出口的喷流股也在不停的膨胀和收缩,具有极强的非定常特征;(4)当进气道处于不起动状态时,全机的气动力特性呈周期性变化,升阻比的变化幅度较大,在最大、最小值分别可达起动状态的2倍和1/4倍。另外,升力、阻力系数的变化曲线之间存在一定的相位差;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值仿真方法具有较高的精度。