旋转式重力梯度仪自身梯度补偿研究

重力梯度仪安装在惯性稳定平台上,忽略载体姿态角改变等条件下的影响,在空间上保持方向不变,因此载体相对于重力梯度仪的旋转会改变其周围空间的质量分布,从而引起自身梯度的变化.这种自身梯度变化影响了重力梯度仪的测量精度,是动基座重力梯度测量误差的重要来源.由于周围环境物体到重力梯度仪的距离很近,采用基于中心引力梯度的方法计算自身梯度具有较大误差.推导了基于加速度计输出的重力梯度仪自身梯度补偿方法.仿真结果表明通过基于中心引力梯度的方法和基于加速度计输出的方法分别计算单位质量的质量点产生的自身梯度时,0.3m位置处自身梯度补偿的偏差超过5E,采用基于加速度计输出的方法进行自身梯度补偿更加精确.     

基于旋转加速度计原理的重力梯度测量 技术研究与试验

旋转加速度计式重力梯度测量方法通过旋转调制的方式提取微弱的重力梯度信息。首先从测量原理出发,指出实现该方案的主要难点及对策,提炼出关键技术;其次,以多种方式开展引力梯度效应试验,验证了理论的正确性;最后,尝试了面向载体应用的动态适应性试验,达到地面低动态条件下的技术要求,为开展高动态条件下的重力梯度测量奠定基础。     

基于动基座重力梯度仪的导弹主动段飞行状态估计

弹道导弹主动段由于惯导系统工具误差和扰动引力的影响,使得导弹关机点状态参数偏离标准关机状态参数,大大影响了导弹的命中精度.为此,提出了基于动基座重力梯度仪的导弹主动段飞行状态估计方案,利用动基座重力梯度仪测得的导弹实际位置引力梯度信息,采用卡尔曼滤波方法,修正导弹当前的飞行状态.通过初步仿真,证明该方法理论上是可行的.     

重力和重力梯度基准图构建的多参量联合网格化

高精度、高分辨率的重力及重力梯度基准图是决定潜艇水下辅助导航定位精度的关键因素。我国海洋重力测量目前的主要比例尺为1:1000000，在局部区域可达1:500000，测线间隔分布相对稀疏。传统的网格化插值技术在远离测点位置时容易产生虚假异常，或异常特征发生偏移。构建了全张量重力梯度数据的6个梯度分量的联合网格化方法,利用各个梯度分量与引力位在波数域中的关系重构了引力位，实现了重力和重力梯度数据的再计算，从而实现了网格处理。通过模型数据和实测数据，验证了该方法在插值异常分辨率和位置准确性上具有优势。     

重力梯度传感器结构误差建模

机械精度设计在重力梯度传感器的结构设计过程中占有举足轻重的地位,因为结构误差对重力梯度仪输出结果的精度有很大影响。为此,采用建立数学模型的方法,根据测量原理分析加速度计输入输出关系,对理论输出结果和含有结构误差时的实际输出结果求差,得到结构误差方程。为保证重力梯度仪的测量精度,对主要结构误差方程中信号与结构误差的耦合项进行逐项分析,则可给出在不影响精度条件下,推导安装极限误差,为提出重力梯度传感器的结构所必须达到的机械精度以及载体平台稳定性的设计要求打下基础。     

量子重力梯度仪研究进展

重力梯度是重力位的二阶微分,对地球密度扰动具有更高的分辨率,能够更加精细、全面地反映重力位在空间上的变化。高精度重力梯度测量在地质调查、地球重力场测绘、惯性导航以及基础科学研究等方面发挥着重要作用。量子重力梯度仪是近年来快速发展的一种基于激光操控原子技术的新型高精度重力梯度测量设备,具有测量精度高、长期稳定性好等特点,尤其是对振动噪声具有良好的抑制效果。目前,量子重力梯度仪的最佳灵敏度可达4E/√Hz,与最先进的旋转加速度计式重力梯度仪灵敏度3E/√Hz的水平相当。本文介绍了量子重力梯度仪的基本原理和应用,并分析了其国内外研究现状,最后讨论了目前限制量子重力梯度仪灵敏度的主要因素以及未来发展方向。     

航空重力仪/梯度仪惯性稳定平台研制现状

惯性稳定平台可以隔离外部扰动对重力仪或重力梯度仪的影响,改善重力测量环境、提高重力测量精度,在航空重力测量领域意义重大,应用前景广阔.本文针对国内外多个国家的航空重力仪惯性稳定平台研制情况,以及承载不同类型重力梯度仪的惯性稳定平台研制现状进行了评述,并讨论了平台研制中的一些关键技术,最后进行了前景展望.     

动基座重力梯度仪技术及其应用

本文首先阐明了动基座重力梯度测量的重要意义，在分析了当前国内外动基座重力梯度仪研究现状的基础上，重点阐述了旋转加速度计重力梯度仪的测量机理，探讨了其中的一些关键技术和解决设想，同时就其自身特点提出了可能的应用领域。     

稳态数字散斑测量仪校准方法探讨

针对稳态数字散斑测量技术在全场振动测试中的重要性,本文探讨了稳态数字散斑测量仪的校准方法;基于稳态正弦信号激励的压电振动台及高准确度的激光测振仪,搭建了稳态数字散斑测量仪的校准系统,并通过重复性实验验证了校准系统测量数据的准确性及可靠性;最后对自研的数字散斑干涉测量仪进行了校准,进一步证明了此校准方法的可行性。     

卫星激光测距中的大气折射修正

大气折射会使卫星激光测距(SLR)系统产生显著的误差。可用两种方法来修正这些误差。光线轨迹证明了基于地面压力、温度以及相对湿度测量值的大气模型,当仰角大于20°时,可精确到几个厘米以内。此模型中的残差主要是由折射率的水平梯度而产生的。尽管导出了几种模型来预测这种梯度影响,但初步研究表明它们对地形影响很敏感。大气湍流能使折射率产生随机起伏,但在仰角低于10°时仅产生厘米级的误差。双色脉冲系统能直接测量出卫星测距中的大气延迟。该系统需要用锁模多频激光器和基于高速扫描摄影机的接收机,目前可以0.5cm以上的精度测量大气延迟。     

摄动力对绕飞小行星航天器轨道的影响

绕小行星运行的航天器由于受到摄动力的影响,运行轨迹会偏离二体假设下的圆锥曲线轨道。分析摄动力对航天器轨道的影响是测量控制系统设计的先导。以绕飞谷神星的航天器为例,考虑各种摄动对航天器轨道的影响,建立了非球形摄动力、太阳光压摄动力以及太阳引力摄动力的数学模型,从理论上分析了这些摄动力对航天器绕飞轨道的影响,并仿真验证了理论分析结论,直观描绘了所有摄动作用下小行星的椭圆绕飞轨道。     

地球非球形对卫星轨道的长期影响及补偿研究

首先建立了地球非球形引力摄动模型,通过对地球非球形引力摄动对卫星轨道的长期影响分析发现,地球非球形引力摄动对卫星轨道升交点赤经和沿迹角的漂移量与时间成近似线性关系;然后推导了通过主动偏置半长轴和倾角的方法来补偿摄动长期影响的计算公式,设计了基于仿真的地球非球形引力摄动补偿方法;最后对GlobalStar星座卫星进行仿真与试验.结果表明,设计的补偿方法是可行的,摄动补偿后在地球非球形引力摄动作用下卫星轨道的长期稳定性得到了很好的保持.     

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。     

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。     

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…