基于Stewart平台的六维力/力矩传感器各向同性的解析研究

 对基于 Stewart平台的六维力 /力矩传感器的雅可比矩阵进行了解析推导,用解析的方式求出它的奇异值。并对基于矩阵谱范数的条件数进行了研究,得到传感器的各向同性与其结构尺寸间的解析关系,为传感器性能指标的评价及其结构优化设计提供了一种较好的借鉴方法。     

带有转轮的空间转轴起落架理论图设计原理

 <正> 1.前言 飞机采用空间转轴起落架一般有两种型式,其中之一为A型(图1(a)),支柱与机轮等构件相对位置保持不变,一起绕空间轴收入起落架舱;另一种为B型(图1(b)),它有两部分运动:一是支柱绕空间轴运动,一是机轮随支柱转动的同时,再相对支柱的转轮运动。     

挠性仿真台的动力学与控制

本文以挠性单轴气浮台为对象，讨论了其动力学模型的建立，并采用现代控制理论，对其进行了系统最优控制的设计，给出的仿真结果证明了本方法的有效性。     

三轴稳定通信卫星在地球指向模式下的陀螺标定

本文介绍三轴稳定通信卫星在地球指向模式下的陀螺标定方法和计算公式。转移轨道远地点火后及同步轨道在三轴稳定地球指向模式下的陀螺标定是利用地球敏感器、太阳敏感器和速率积分陀螺信号的遥测值标定陀螺常值漂移。     

三轴转台测试中惯性仪表输出量的分离方法

在惯性仪表主轴转台测试的基础上,采用四元数法建立了转动中的三轴转台数学模型,并以此计算在三轴转台转动中的各个时刻,重力加速度在惯性仪表坐标系上的投影,从而完成惯性仪表三轴转台测试中动态输出量和静态输出量的分离。该方法用代数运算代替了欧拉法中的三角运算,具有简单、精确且不会出现奇异的优点。在文章最后给出了在某一测试下的计算结果。     

俯仰轴飞行品质时域准则计算和模拟

对于某些现代飞机采用等效系统准则评价飞行品质有困难时，新的规范提出了直接采用高阶系统时域响应准则，包括按驾驶员指令的俯仰速率响应来确定的Chalk准则以及按驾驶员指令的姿态和轨迹响应之间的相互关系来确定的Gibson准则；为避免错觉，还提出了驾驶员座位处法向过载的响应要求。在简要介绍了这些准则的背景和机理后，以某型飞机为例，按时域准则进行了计算和评价。     

活塞式压力计底盘平面对活塞轴线垂直度的思考

就活塞式压力计检定规程中活塞重底盘平面对活塞轴线垂直度的检定问题提出了疑问,进行了数学推证,并得出了结论。     

减速板对水平尾翼的干扰研究

在ＮＨ－２风洞中对某机放减速板产生较大抬头力矩的机理进行了研究，通过减速板分离涡场的测量和测力试验表明，抬头力矩主要是由减速板分离涡在平尾处产生在的诱导下洗角所致，诱导下洗角涡机身轴线向后逐渐减小，减速板前移可以消除抬头力矩。保持原减速板位置不动时，减速板开孔减小涡强度可以减小抬头力矩，选择适当的减速板开孔率和开孔位置能使抬头力矩减小到可以接受的程度并且保持具有足够的阻力。     

压缩性对大振幅俯仰振荡三角翼动态特性影响的试验研究

对飞行器在高速大迎角时的动态气动特性的研究是很重要的。在CARDC进行了高速风洞动态失速试验技术研究,使用专用的动态失速机构,以60°、70°和76°三角翼为模型,在M=0.4～1.0范围内,在不同振幅、不同频率情况下进行了风洞试验,分别测量了各三角翼的动态气动载荷,研究了在大振幅俯仰振荡时各三角翼的动态气动特性,重点研究了压缩性对三角翼动态特性的影响。结果表明随着M数的增加,上述三种三角翼的非定常效应减弱。     

有翼飞行器高超声速动导数的风洞自由飞测量

对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF 8A脉冲型高超声速风洞中M =6.2 6,M =7.91和M =9.2 9条件下进行了模型自由飞实验。由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数。实验结果显示 ,在实验范围内模型具有动态稳定性 ,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果。实验范围内马赫数的变化 (从 6.2 6到 7.91 )以及模型质心位置的轴向移动 (从 0 .5 0到 0 .60 )没有导致俯仰阻尼系数的明显变化 ,其量值在- 1 .5附近。而马赫数 9.2 9时阻尼值变小 ,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起。此外 ,考虑恢复力矩的非线性影响后 ,辨识结果有所改善