一种手自一体石英挠性加速度计温控仪的设计

为满足惯性导航系统中石英挠性加速度计精确测试要求,设计了一种以模拟电路和功率放大为核心的高精度加速度计温度控制仪器,温控精度达到0.02℃.该温控仪除具有精密温度控制外,还具有手动模拟量测量、自动模拟量测量及多通道I/F输出测试于一体的特点.为满足多只加速度计测试一致性要求,采用单一温度受控的采样电阻方法,提高了石英挠性加速度计性能指标如4小时稳定性、模拟量长期重复性测试的准确性和稳定性.     

基于相关向量机的加速度计参数变化规律研究

针对温度、振动等多种影响因素影响石英挠性加速度计内部参数变化,使石英挠性加速度计参数随着时间发生漂移,从而难以准确描述其变化规律的问题,基于相关向量机具有稀疏的模型结构,适合进行不确定系统建模的优点,提出了一种采用相关向量机进行石英挠性加速度计参数规律研究的方法。为了验证方法的有效性,针对2.5年自然贮存条件的石英挠性加速度计的参数标定值进行了时间序列建模,计算结果表明相关向量机具有很好的效果。     

石英挠性加速度计的热分析

为了掌握加速度计内部温度场规律,得到内部的实时温度,建立石英挠性加速度计的热仿真模型,进行热仿真分析.根据仿真模型设计温度试验,验证了模型的正确性.在加速度计稳定状态下,仿真温度值与试验值差0.2℃左右;根据试验结果对仿真结果进行修正,将修正后的仿真结果与试验结果进行比较,得到两者的差值为-0.011℃,有效地提高了仿真结果的准确性.因此,可以通过修正仿真结果得到加速度计内部的实时温度.     

激光陀螺捷联惯导系统温度场的均衡研究

本文研究了由激光陀螺和石英加速度计构成的捷联惯导系统的温度场,指出系统内部热流的重新流动能降低其使用可靠性,确定了惯性传感器和系统壳体外表面温度差的容许范围,研究了与捷联惯导系统集成在一起的柔性热管路,使用这种管路能把热场的不均匀程度降低一个数量级。     

基于AFSA的加速度计温度误差建模及参数辨识技术研究

减小温度变化对石英挠性加速度计输出的稳定性的影响,对提高惯性导航系统的精度有十分重要的意义。在建立石英挠性加速度计静态温度模型的基础上,采用AFSA对模型参数进行寻优,并给出了详细的建模步骤。结果分析表明,人工鱼群算法能够准确,快速的寻到模型参数。根据所建立的温度模型对加速度计输出进行补偿,加速度计的温度特性有了明显的改善。     

惯性平台系统石英加速度计温度建模补偿技术

惯性平台系统中的石英加速度计输出随温度变化显著,其温度漂移特性会影响惯性平台系统自对准的精度水平.为实现惯性平台系统在内部温度场变化时的快速高精度自对准,开展了惯性平台系统石英加速度计温度建模补偿技术研究.惯性平台系统上电后内部温度场变化显著,而石英加速度计作为关键惯性仪表,其温度漂移直接影响惯性平台系统的自对准精度.针对石英加速度计温度漂移特性进行温度建模补偿,通过多项式样条函数回归方法辨识出石英加速度计温度模型参数,温度补偿后在惯性平台通电升温过程中进行自对准验证.验证结果表明,对惯性平台系统石英加速度计进行温度建模补偿,可以满足惯性平台系统在最短通电时间内完成高精度自对准的使用要求.     

石英挠性加速度计参数长期重复性技术研究

石英挠性加速计作为敏感载体加速度的关键器件,其参数的长期重复性直接决定着惯导系统的精度和性能。为了清楚石英挠性加速度计长期重复性机理,从胶粘剂性能变化和焊接应力变化两个方面分析了石英挠性加速度计偏值长期重复性机理;从胶粘剂性能变化和永磁材料稳定性两个方面分析了石英挠性加速度计标度因数重复性机理。在此基础上,提出了从结构优化、新型材料研究、稳定化处理和加速试验四个方面提高石英挠性加速度计参数长期重复性的建议,为开展高精度石英挠性加速计的研制提供了支撑。     

基于灰色近似支持向量机的加速度计参数预测

温度、振动等环境载荷使得石英挠性加速度计参数产生漂移,直接影响了惯导系统的测量精度和性能,石英挠性加速度计参数变化趋势为非线性的,很难用常规的建模方法进行趋势预测。基于灰色理论适合进行小样本、贫信息不确定型系统建模以及近似支持向量机不需要求解二次规划就能求得非线性模型参数的优点,提出了基于灰色近似支持向量机进行石英挠性加速度计参数预测的方法。为了验证该方法的有效性,针对自然贮存的加速度计进行了固定周期的参数标定,结果表明灰色近似支持向量机具有很好的预测效果。     

航空／海洋重力仪用加速度计现状与优化方法

采用石英挠性加速度计作为重力敏感器的航空/海洋重力仪是典型的重力信息采集仪器,要求石英挠性加速度计具有一次通电稳定性高、高分辨率、低噪声的特点。为了满足航空/海洋重力仪需求,首先,分析了石英挠性加速度计一次通电稳定性机理,确定了关键影响因素,并给出了优化方向;其次,建立了加速度计分辨率模型,给出了测试方法和后续优化方向;最后,通过试验确定了噪声水平,根据关键影响因素给出了优化方向。通过上述研究的开展,为石英挠性加速度计在重力测量领域中的应用奠定了基础。     

低成本小型光纤陀螺惯性测量单元设计与实现

针对军用及民用惯性技术对光纤陀螺及其惯性组合低成本、轻小型化的需求,以三轴一体光纤陀螺和石英挠性加速度计为惯性敏感元件,设计并实现了光纤陀螺捷联式惯性测量单元。系统采用DSP+FPGA双微处理器结构实现数据高效采集、处理及输出。重点设计了三轴一体光纤陀螺组件、加速度计小型化数据采集电路、双微处理器设计等硬件结构及软件算法。样机测试结果表明：系统在动静态测量精度、体积、重量、实时性等方面达到了预期的设计目标。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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.      

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…