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在研究转角天线对固定式环形天线作用的基础上,利用模拟信号源和"准补偿"理论给出了一种不推飞机校正无线电罗差的方法,并分析了测量误差.实践表明,该方法科学易行. 相似文献
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针对无线电罗盘(ADF)的罗差无法消除,该罗差会对飞机ADF的导航精度产生影响,以及ADF校准是在白天特定时间段内飞机机头朝向繁忙的跑道延长线进行校准的问题,研究了基于GPS-RTK与惯性导航技术联合校准无线电罗盘的技术,通过GPS-RTK测量飞机和无方向性信标台NDB位置,计算以飞机无线电罗盘天线为原点,真北方向到飞机无线电罗盘天线与NDB台连续的夹角α,此角度为飞机机头指向NDB台时飞机航向真北值,此时ADF指针调0°,从而按照常规方法即可完成ADF校准工作,达到了非跑道ADF校准的目的。该技术与跑道校准方式进行了试验对比,结果表明,该技术能够在非跑道延长线完成ADF校准工作,对ADF进行罗差补偿,使ADF导航精度达到要求。 相似文献
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无人机磁航向测量的自动罗差补偿研究 总被引:2,自引:0,他引:2
利用地球磁场测量无人机的航向时,需要对机上铁磁材料引起的罗差进行补偿。为了降低补偿费用,减小补偿试验时周围环境的影响,提出一种利用飞机左右盘旋飞行时采样数据实现罗差自动补偿的方法。采用椭圆假设算法,可利用飞机平飞时在多于5个不同方向的采样数据来自动补偿平飞时的罗差。在任意姿态飞行时,把飞机左右盘旋时采样的数据分解为4个椭圆,并求出它们相对于椭圆假设的24个系数。再利用这24个系数和飞机的俯仰角、倾斜角以及地磁场垂直分量求出任意姿态下罗差补偿所需的12个系数。实验结果表明,该方法效果良好,方便可行。某无人机补偿前最大误差为21.5°;用传统方法补偿后最大误差为2.3°;用本文方法几乎不需要额外的费用,补偿后最大误差为1.6°。 相似文献
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无线电高度表系统测量飞机到地面的真实高度。本文介绍了B737NG飞机无线电高度表系统的工作情况,对因无线电高度表系统故障引起飞机其他系统工作异常的一般现象进行了分析,介绍了排除故障过程,最后主要分析了无线电高度表系统引起的起落架警告的典型故障,并给出了维护建议。 相似文献
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三维捷联磁传感器误差分析及补偿 总被引:2,自引:1,他引:1
磁传感器在导航系统中的应用日益广泛。在车载导航系统工作环境中,外界干扰磁场复杂,严重影响了磁航向测量的精度。因此对磁航向进行适当的罗差补偿是提高磁航向测量精度的有效途径。文中介绍了用磁传感器进行磁航向测量的原理,分析了由于磁场矢量叠加产生的罗差,提出了基于傅立叶级数的罗差模型和补偿方法。工程实践表明,上述方法的使用收到了较好的效果。 相似文献
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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 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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NING Guo-dong ZHANG Shu-guang FANG Zhen-ping 《中国航空学报》2007,20(1):1-8
A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method. 相似文献
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The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation. 相似文献
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Abnormal Shape Mould Winding 总被引:1,自引:0,他引:1
Fu Hongya Wang Xianfeng Han Zhenyu Fu Yunzhong 《中国航空学报》2007,20(6):552-558
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。 相似文献
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航天器返回地球的气动特性综述 总被引:4,自引:0,他引:4
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。 相似文献
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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 总被引:4,自引:1,他引:3
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。 相似文献