南京航空学院学报 一九七八年 总目录

理论与实验研究期数低速有侧汾的薄机翼—挂架—外挂体干扰 的理论研究有限荃本解法中所用到的不可压源静电陀螺仪中电极碗错位误差的计算方法弧柱形磁极的乙(隙磁导计算(分析法)不对称边带系统的数学模型及其应川涡轮叶型包络造型法轴向柱塞泵返回盘设计与计算薄壁结构的匀变轴力杆与受剪饭的直刚法直升机尾桨吹风试验中的动应力测量亚音速飞机横侧向载荷分布与气动系数的奇点 分布数值解法(一)单独机翼有限基本解法中不可压源的远场近似直升机玻璃钢尾桨复模量的确定空调系统冷却涡轮合理没计参数的选择航空用400周恒频交流电源系统恒速传…     

静电陀螺漂移误差模型的比较研究

本文对静电陀螺伺服测漂所得的试验数据进行分析处理,对常用陀螺漂移模型进行修正,结果表明,改进模型中陀螺转子变形的奇次谐波与电极碗横向错位耦合产生的干扰力矩,对高精度静电陀螺导航系统的影响是不容忽视的。与常用模型相比,用改进模型拟合试验数据,漂移速度残差将显著减小,因此改进模型进一步完善了陀螺漂移误差补偿模型,对提高导航系统精度具有实用意义。文中还根据静电陀螺的工作环境和伺服测漂的(?)验条件,对影响陀螺漂移精度的干扰源作了分析,并根据不同测试时间段漂移模型系数的变化趋势,提出了用时变参数漂移模型处理试验数据的构想。结果表明,与常系数漂移模型相比,它可以进一步减小漂移速度残差,得到更为满意的结果。     

角速度陀螺仪的参数计算及图解法

本文探讨了运用角速度陀螺仪的误差和参数之间的关系式计算角度陀螺仪的参数,并且介绍了用图解法求解参数的步骤。运用这种方法所计算出的参数既可以满足仪表精度指标的要求,又可以照顾到仪表体积限制的条件,同时可使参数的协调便于进行。     

超导陀螺转子偏移建模与测试方案

根据球形差动电容传感器测量微位移的原理,针对八电极结构的超导陀螺仪分析了每对测量电极上悬浮转子偏移量与电容变化量间的关系.通过无量纲化和微位移范围内线性化处理及利用最小二乘算法,建立了转子偏移测量模型.给出了基于该模型的超导陀螺转子偏移测试方案及其各参数间的关系.分析了影响陀螺转子偏移测量精度的因素.超导陀螺转子偏移测试方案的特点是为保证悬浮转子的零电位而采用4对测试电极的电极分布法,能同时测量出转子偏移的大小和偏移方向.实验结果表明,差动电容传感器的分布电容、陀螺转子的零电位和模型误差等是影响测量精度的主要因素.提出了降低相应因素不良影响的方法及输出电压与转子偏移量呈线性关系模型的适应范围.     

基座振动与结构非筹刚度对自由陀螺仪漂移的影响

本文考虑在基座具有线振动与角振动的情况下,并计及干摩拭力矩、粘滞摩拭力矩和结构非等刚度等因素对自由陀螺仪的漂移误差做了理论计算。计算结果表明结构非等刚度对漂移的影响较大。所得到的陀螺漂移计算式可供有关的实验工作者参考。     

航空地平仪最大盘旋误差近似计算式的推导

这个推导仅仅是应用柯兹洛夫教授分析陀螺仪运动的方法,来导出:考虑摩擦在内时具有比例修正特性航空地平仪最大盘旋误差的近似计算式。或可能给那些对航空地平仪盘旋误差问题有兴趣的同志们提供点滴的参考。     

孔-轴-孔配合处的孔位移制误差计算公式的论证

文[1]、[2]中通过线性化假定推导出计算孔-轴-孔配合处的孔位移制误差的简化公式,但缺乏充足的理论支持。本文用矢量随机误差分析法导出计算该误差的另一公式,通过典型孔-轴-孔配合的孔位移制误差计算,证明该简化公式不仅使用方便,而且准确、可靠。     

多级分解预测与滤波方法

本文在Andrisani等人近年来工作的基础下,进一步发展了线性离散随机系统的多级分解估计方法,提出了比较完善的多级分解预测与滤波公式,并将本文的工作与Andrisani等人的工作作了比较。本文给出的预测与滤波算法计算量较小,便于实时处理,且估算精度与集中估计方法基本一致。文中给出了应用算例,分析了模型误差对预测和滤波结果的影响。     

基于VDI2230标准的螺栓连接载荷系数仿真计算与试验验证

在根据VDI2230标准进行螺栓连接强度校核的过程中，涉及到部分经验参数选择以及经验公式计算，其误差大小会影响最终的校核结果。本文以载荷系数作为研究对象，利用有限元与试验方法开展了一系列分析研究，首先验证了利用有限元方法计算载荷系数的精度范围和可行性；然后基于有限元方法对VDI2230标准中载荷系数经验公式的准确度进行了分析，得到了经验公式在部分情况下的相对误差大小。     

地球的椭圆度对用惯性法测量速度的影响

用惯性法测量飞行器水平飞行的速度~*,由于地球的不圆度引起颇大的误差,这种误差和飞行器发射点与流动点的地理纬度,航向角,偏航角以及飞行时间有关。假设飞行时间不长,所经过的纬度大,计算表明,在北纬45°附近朝南北方向或东北——西南方向飞行时,速度测量的误差值最大;在没有偏航的情况下,飞行2分钟,则误差值将达到3.9米/秒,飞行时间越长,误差将越大。这样大的误差对于准确度要求较高的中程与远程火箭以及飞行时间比较长的其他飞行器是不允许的,因此,在设计这类飞行器的惯性导航系统时,必须考虑地球的不圆度对速度测量的影响,设法加以补偿。本文视地球为一椭球体,分析了地球的椭圆度对于用惯性法测量速度的影响,求出其计算公式,并画出便利于计算的有关曲线。为研究的方便,本文所来用的稳定系统是纵向安装的具有积分修正的垂直陀螺仪,速度的测量系由装在陀螺仪内框架上的水平加速度计所测得的加速度经过积分器积分而实现,但是所得的结果对于采用任何陀螺稳定系统是同样适用的。     

互有联系之生产—检验路线的检验—生产公差的确定

本文根据飞机制造中生产—检验路线互有联系的特点,推导出计算检验—生产公差用的一般公式;提出了现有确定检验—生产公差方法的特定适用条件;分析了联系程度和误差分布特征对检验—生产公差的影响;绘制了工程计算用的图表。     

硅微陀螺仪的一种新型闭环驱动方案

介绍了一种新的硅微陀螺仪闭环驱动方案.该方案采用推挽驱动方式,即在陀螺仪活动梳齿两边的驱动电极上分别施加同相交流电压和反相直流电压.对驱动性能进行了分析,结果表明驱动力矩的频段与噪声信号频段是分离的.在此基础上,利用锁相技术满足正弦自激振荡的相角和增益条件,建立环路的自激振荡,实现了闭环控制.同时在闭环回路中利用正弦自激振荡的相角条件和锁相环的鉴相特性,消除了驱动信号对驱动检测信号的同频干扰,抑制了环路中的噪声干扰.试验结果显示,驱动电压的频率和幅度的变化量均在0.02%以下,实现了驱动稳幅稳频的目的,陀螺仪精度和可靠性得到了显著提高.     

陀螺平台罗经的系统结构和误差分析

本文对陀螺平台罗经的基本理论和误差作了初步分析,并给出了三轴陀螺平台罗经的系统结构图。文中介绍了利用陀螺仪坐标运动图导出其对应线性系统方块图的方法来分析陀螺罗经的问题,作者认为采用调节理论与陀螺动力学相结合的观点来研究陀螺罗经问题是一个有効的途径。     

Beta分布应用于误差分析的初探

本文首先讨论了Beta分布对于误差分布的描述能力,然后用Beta分布模拟组成环误差的分布;用理论计算结果分析了目前用于封闭环尺寸误差分析中的一些近似公式的性能。     

计算机简化逻辑代数式

本文的目的是用计算机对数字电路、模糊数学领域及其他技术领域中广泛使用的逻辑代数式进行简化,以前简化逻辑代数式的方法一般采用公式法、真值图法、观察法及其他方法处理,但是随着科学技术的飞跃发展,逻辑中所含的变量数目越来越多,给人们的简化工作带来了困难。本文为此对逻辑代数式的规律进行分析,提出用计算机计算的公式,并提出减小计算工作量的方法。     

2.4m跨声速风洞带TPS测力试验数据精度要求分析

成功建立带TPS风洞测力试验技术的一个关键问题是确保试验数据具有足够的精度,必须精细地分配误差。为获得满足工程需要的高精度测力试验数据,给出一种基于计算机符号运算的子程序,完成不确定度计算过程中公式自动推导、计算。最后通过对TPS风洞试验数据精度的敏度分析,给出了某运输机在2.4m跨声速风洞TPS试验中各环节的误差分配要求。     

直升机重量估算方法

直升机部件重量的分析和估计是直升机初步设计阶段的一项重要工作。本文介绍了利用回归分析法建立直升机部件重量公式的方法和结果,並用子样外的几种中、小型直升机作了校核验算。计算结果表明,这些公式适用于中、小型带常规旋翼型式的单浆直升机,可在总体设计阶段的总体参数优化、重量分析估算、重心定位等工作中计算直升机部件的重量。     

风洞实验数据误差分析

本文根据第一讲给出的计算风洞实验数据随机误差的公式，分析了风洞气流参数。压力系数、力和力矩系数误差的组成及其影响因素，并给出了这些参数、系数误差的变化规律。     

基于符号计算的风洞试验测量不确定度评估

基于符号计算进行风洞试验测量不确定度分析可以实现实验数据处理公式及误差灵敏度系数的自动推导 ,采用该方法对ZSDD 1导弹标模风洞试验结果进行了定量的试验不确定度评估 ,计算得到的气动力系数精度极限与重复性试验得出的试验精度吻合良好 ,气动力系数偏离极限计算值通常是其精度极限的 3～ 4倍 ,其不确定度大约是其精度极限的 4倍。笔者所述分析方法和分析程序为定量评估风洞试验数据的可靠性提供了一种有效手段。     

基于GPS航迹的飞行误差分布规律研究

研究航迹误差分布规律,制定合适的飞行安全间隔标准是提高空域利用率的关键所在。本文针对CESSNA172机载GPS航迹数据对手动飞行条件下的航迹误差分布规律进行了研究。首先通过解析GPS航迹数据,利用Haversine公式对手动飞行条件下的航迹偏差进行统计分析;接下来采用quantile-quantile图检验法对航迹误差数据进行正态分布检验,根据Michael拟合优度检验方法给出正态分布的显著性水平;最后计算得到正态分布总体均值和标准差的置信区间。结果表明,训练飞机下降着陆阶段的实际位置点与跑道中心线的距离偏差符合正态分布规律,为训练飞行中空域规划及飞行安全间隔标准的制定提供了可靠理论依据。