纯惯导中制导误差分析

针对洲际弹道导弹,在分析加速度计测量误差和陀螺漂移误差对导弹视加速度影响的基础上,给出了中制导段惯性系统对速度和位置的误差传递模型,对给定的惯组误差系数偏差进行了纯惯性导航制导误差计算。仿真结果表明,纯惯导中制导对洲际导弹落点精度影响比较大。该算法可用于纯惯性中制导方案设计。     

星载抛物面天线视在相位中心确定方法及应用

星载抛物面天线成像过程中对波束的指向精度有较高要求,而波束指向精度在很大程度上取决于天线相位中心的位置精度。基于抛物面天线工作原理及视在相位中心的定义,提出一种抛物面天线视在相位中心的确定方法。在此基础上,通过卫星在轨多体系统仿真分析,给出了卫星机动过程中的视在相位中心坐标范围,并利用最小二乘法分析了视在相位中心坐标偏移量。进一步对比分析了有阻尼器和无阻尼器连接方式对天线视在相位中心偏移量的影响关系,为后续抛物面天线指向精度研究提供了理论基础。     

工艺偏差对压阻式硅微压力传感器性能的影响

工艺实践表明,采用体硅湿法刻蚀工艺加工压阻式微型压力传感器时,敏感膜片会存在厚度偏差,电阻条偏离应力最大区域导致位置偏差,电阻条偏离期望的[110]晶向造成角向偏差.结合工艺实验并借助有限元法分析了上述几种主要工艺偏差对灵敏度、线性度等性能的影响.研究表明,2μm的厚度偏差会使灵敏度下降大约10%,线性度会明显下降;位置偏差会使敏感元件偏离应力最大区域而降低灵敏度:5°的电阻条角向偏差会使灵敏度下降大约3%.相关研究可为最大程度减小工艺偏差的影响提供参考依据.     

基于改进Jacobian-Torsor理论的转子组件装配精度控制方法

转子装配是航空发动机制造过程的核心环节，防止同心度超差是转子组件装配需要解决的重要问题。传统方法以千分表人工手动测试为主，依赖制造经验，缺乏系统、定量的结构精度设计理论方法支撑。针对转子的回转特性和多级装配特点，提出了基于改进的雅可比旋量理论的三维偏差建模方法和组合堆叠同心度控制策略，通过引入回转副有效表征了航空发动机转子零件的回转特性，确定了雅可比扩展矩阵和同心度偏差传递函数及其控制方程。结合该方程，对某4级涡轮转子装配进行验证，当各级安装角度分别为3.513 rad、5.206 rad和0.953 rad时，可获得最高同心度0.042 mm。结果表明该模型可以有效预测组件整体精度和确定最佳装配方案，具备较强现实指导意义。     

无人机磁航向测量的自动罗差补偿研究

 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°。     

移相干涉中移相误差测量与补偿

移相干涉测量中对移相器的移相误差进行测量与补偿是提高该测量方法准确度的有效手段。通过研究移相干涉移相误差对测量结果的影响,提出了测量移相器工作时位移与角度变化的方法,建立了相应的实验测量装置,实现了移相器的位移及角度变化的测量。根据移相器中位移与角度的数学关系完成了移相误差的补偿,修正后的移相效果在移相干涉仪中采用了整周期移相干涉图灰度差值的方法进行了验证。     

固体火箭发动机性能偏差计算及可靠度评定

推导了固体火箭发动机推力、比冲、总冲、流量和压强等标准偏差计算公式，并根据发动机使用要求，在分析影响这些偏差的主要因素基础上，进一步简化了这些偏差计算公式。应用误差分析理论并根据单因素试验结果给出了预示发动机推力性能偏差及可靠度综合评定方法。     

机场管制系统运行的危险源识别研究

风险管理对于机场管制系统运行的安全具有重要作用,危险源识别是风险管理的关键环节,所以需要研究机场管制系统运行中的危险源识别问题。利用过程方法的思想,考虑机场管制系统的运行过程构造出机场管制过程中的危险源集合,根据机场管制的特点对作业条件危险性评价法(LEC法)进行了改进,并结合灰色关联分析法和离差最大化法建立了危险源的危险程度评估模型。算例中,对机场管制过程危险源的危险程度进行了验证分析,表明了方法的可行性和有效性。     

一种针对直接入轨飞行器的主动段轨道快速实现方案

在直接入轨飞行器允许较宽交班范围的情况下，采用离线优化设计轨道保障参数、射前根据发射点和射向对程序角进行修正的方案，将传统的单发设计转化为适应性强的通用设计，减少了轨道设计计算量，缩短了飞行器的射前准备时间。仿真结果表明，所提出的轨道快速实现方法对点位和射向具有较强的适应性，能够有效减小交班点的偏差范围，同时相比优化设计的轨道，终端速度差异较小，在具有一定优化指标的同时可保证在线实施。     

麦克风阵列安装偏差引起的旋转声源定位误差

对旋转声源定位中3种常见阵列安装偏差即角度偏差、x轴向偏移偏差、z轴向偏移偏差导致的定位误差进行了详细研究。结果表明:当角度偏差在-10°～10°范围内,声源定位位置误差随角度偏差呈近似线性变化,最大定位位置误差为0.089 m,定位强度误差呈随机变化,其中最小定位强度误差为0.97 dB,最大为4.69 dB;当x轴向偏移偏差在-0.1～0.1 m范围内,声源定位位置误差随x轴向偏移偏差呈近似线性变化,最大定位位置误差为0.098 m,定位强度误差呈随机变化,其中最小定位强度误差为0.91 dB,最大为4.94 dB;当z轴向偏移偏差在-0.1～0.1 m范围内,最大定位位置误差为0.01 m,正偏移偏差引起的定位强度误差总体小于负偏移偏差,其中最小定位强度误差为0.81 dB,最大为4.51 dB。研究结果可为麦克风阵列在实际应用中控制测量误差提供指导。