基于虚拟仪器的激光陀螺闭锁阈值测试系统

简要介绍了激光陀螺闭锁阈值的产生及测试原理,通过对传统激光陀螺闭锁阈值测试系统的分析,给出了基于虚拟仪器的闭锁阈值测试方案.经过实际测试,新的闭锁阈值测试系统可实现自动化测试,测试时间由原来的十几分钟缩短为20 s,测试误差小于10 Hz.     

一种激光陀螺闭锁阈值的测试方法研究

闭锁效应是二频机抖激光陀螺的最重要误差,其主要来源于光路中的背向散射。通过对自洽场方程组的分析,给出了光强与频差的表达式,继而得到一种新的闭锁阈值测试方法。通过搭建相关测试系统,并对比传统的转台渐进降速测试的闭锁阈值,结果表明新方法得到的测试值与陀螺实测精度具有更好的吻合性,这对预估和分析激光陀螺性能具有较好的指导意义。     

基于空间三轴激光陀螺的恒速偏频寻北技术

激光陀螺特有的闭锁效应使得其在应用中必须采取偏频去锁的方法,速率偏频技术可以有效降低激光陀螺随机游走误差,提高测量精度。基于空间三轴激光陀螺自身特有的三轴正交斜置特性,采用恒速偏频方法,通过建立新的系统误差方程,引入刻度系数误差状态量,采用卡尔曼滤波方法实现了系统的高精度寻北。这种初始对准方法对准速度快,对准精度也有较大提高,5min寻北精度能达到90″(3σ)。     

激光陀螺的动态不敏感区域

对于激光陀螺的支架（底座）角振动规律是非谐波并且这种规律以给定的形式依赖两个参数的情况，本文研究了激光陀螺的动态不灵敏（闭锁）区域，求出了闭锁区域的大小与底振动参数的关系。     

基于有限元模型的机抖激光陀螺模态分析

闭锁效应是激光陀螺误差的主要来源之一,机抖激光陀螺采用机械抖动的方式使其工作在谐振状态下有效地减小了这一误差。为研究机抖激光陀螺的抖动特性,本文建立了该陀螺的有限元模型,对其抖动模态进行了仿真分析,并进行了扫频实验验证,结果表明该模型充分反映了系统的抖动动力学特性,合理可靠,为采用有限元方法进一步分析激光陀螺的振动特性奠定了基础,对提高激光陀螺的精度有着重要的意义。     

微型固态激光陀螺——1999年访美报告

介绍了新一代环形激光陀螺（ＲＬＧ）的系统方案、主要器件及关键技术,包括：（１）增益介质和光学谐振腔组成的双向环形激光器;（２）ＲＬＧ的闭锁阈值及其消除装置;（３）ＲＬＧ的读出系统;（４）ＲＬＧ的分辨率和误差补偿四个方面的技术问题。以美国主要生产厂家有关新一代ＲＬＧ专利作出实例,提出了我国研制新一代ＲＬＧ应当选择的技术方案,重点应放在固态ＲＬＧ上。     

正弦波正交检测陀螺寻北仪方向敏感误差分析与补偿

以单轴连续旋转式陀螺寻北仪为研究对象,采用正交检测技术寻北时,由于转台旋转存在锥动、周期性转速不平稳和测角误差,将引入方向敏感误差,且对寻北精度影响较大。通过理论分析和实际测试,单或双陀螺寻北方案均不能完全补偿方向敏感误差,而采用三陀螺寻北方案能够完全补偿方向敏感误差。提出了正弦波正交检测寻北方案,并利用实验室自主设计的恒速偏频激光陀螺寻北仪进行测试验证。实验结果表明,静基座条件下,采用单或双陀螺寻北方案只能达到10角分级精度;而采用三陀螺寻北方案3min寻北精度优于50角秒（1σ）、10min寻北精度优于30角秒（1σ）、20min寻北精度优于15角秒（1σ）。     

瞄准级光纤陀螺

光纤陀螺是一种具有广泛用途的固态旋转传感器，而且在新的方案中，它还将成为环形激光陀螺的有力竞争对手，光纤陀螺将会大量生产，以代替有方案中的陀螺转子技术，光纤陀螺的高可靠性，输入轴高稳定性及加速度的低灵敏度，将在很长一段时间保持它的先进性，ＡｌｌｅｄＳｉｎｇｎａｌ设计瞄准光纤陀螺（ＰＧＦＯＧ）来代替它目前制造一种高性能机械陀螺仪，精细的隔热设计，陀螺组合技术，光源强度噪声抑制方法和光源波长控制已发展     

激光陀螺的闭锁阈值及抖动偏频

本文介绍了激光陀螺中两咱反向传播行波之间的模式耦合及其向量分析方法,给出了闭锁阈值的工程计算公式。针对我国研制ＲＬＧ的需要,尤其是对引进的俄罗ＲＬＧ,文瞌 偏频机构,并采用数字信号处理技术以减小随机噪声。     

可替代机械陀螺的光纤速率陀螺

光纤陀螺在两个方面正在取代机械陀螺：一是新设计的应用，二是已有的应用陀螺场合。光学陀螺所具有的高可靠性、对重力g的不敏感性和对振动、冲击的容限，使其特别适合于车辆、军事上的应用。基于Sagnac干涉效应，如环形激光陀螺、光纤陀螺的概论已有十十年之久了。它有闭环和开环两种结构，但由于闭环结构成本较高，目前只利用开环光纤陀螺取代机械速率陀螺。我们开发了一系列低成本光纤陀螺，它们基于全光结构，采用椭芯的保偏光纤、方向耦合器和偏振器。开环光纤陀螺是以最小结构的形式构成的。激光光束在光纤敏感相向传输，它们是完全互逆的。早期的形式采用方向耦合器隔离激光光源和光探测器，一个偏振器用来确保一个模式分布，而第二个耦合器作为与光纤环的接入口，在光纤环的一端加上一个压电陶瓷相位调制器以进行调制，以便同步检测干涉仪的输出。光源探测器处的耦合器不属于最小结构中的一部分，它可以通过用光源的反向的探测器取消。目前许多激光光源被用于这样一个探测光输出的探测器，由于陀螺转动信号是调制信号，很容易与恒定的激光输出信号分开。我们这种结构的FOG为简化最小结构（RMC），比较两种开环结构可以看出：两者之间没有明显的区别，但从性质上分，在RMC结构中，激光器工作在接近阈值的点，因而在光谱上比较窄。在光陀螺中希望有一个宽带的光谱，可以避免由于绕环导致的偏振起伏，从而引起偏置的不稳定性。这也就限定了RMC结构在一些高精度的陀螺应用。光纤陀的特性可以通过选择光纤的长度、环的直径和激光功率在一个比较大的范围内调整，以适应不同的应用要求，而不需要改变其结构。光纤陀螺从本性上为宽带的，其输出谱特性可以由简单的模拟滤波器、扩展伺服回路的动态特性加以控制。与简单的机械陀螺相比，这一宽带特性可以扩展为非常低的频率，从而改善定位精度。我们已生产了1000多套这两种结构的光纤陀，本文将提供Allan变化，随温度变化的偏置、刻度因数的线性数据，典型的特性参数如下：也许光纤陀螺应用最大的限制为刻度系数，因为Sagnac干涉仪的灵敏度领先光纤长度乘以直径，并且几何尺寸和在敏感轴垂直平面上投影使光纤陀螺改型应用的困难得以克服。在带宽限制范围内，光纤陀螺可以在众多的系统中应用。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

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.      

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

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.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。