里程计初始标定及误差分析

介绍了里程计的初始标定计算方法,利用该方法计算出里程计刻度系数和 航向安装偏差角。在此基础上建立了里程计刻度系数的标定误差模型和航向安装偏差角 的标定误差模型,分析各因素对里程计刻度系数标定和航向安装偏差角标定的影响,并 对误差模型简化,得出影响里程计标定的主要因素是初始航向角误差和Z 轴陀螺漂移。 最后,进行数学仿真,仿真结果与分析结果一致。     

超短基线安装误差对定位精度影响分析及其标定技术研究

安装误差是超短基线水声定位系统的重要误差源之一,直接影响超短基线的定位精度。本文采用数值仿真的方法分析了超短基线安装误差角对其水平定位精度的影响,针对传统标定方法受母船航行轨迹影响较大而不能准确估计安装误差的问题,提出了一种基于单应答器双矢量重构的安装误差估计方法。该方法为确定超短基线安装误差估计模块的迭代次数提供了理论依据,并且可以有效地避免安装误差的估计值收敛于伪点。水下实验结果表明,经过安装误差角补偿后的超短基线定位系统对目标应答器的定位精度与参考真值相比,80%以上的定位误差在1m以内,证明了本算法可以在一次环绕航行中完成水下应答器的定位及超短基线安装误差角估计,具有估计精度高,操作简便,易于实现的特点。     

基于单轴转台的斜置RSINS标定方法

以斜置冗余捷联惯导系统(RSINS)为研究对象,提出了一种基于单轴速率转台的标定方法。首先从斜置RSINS的系统配置结构出发,推导了描述斜置RSINS安装失准角的线性化方程以及系统标定量测方程;结合单轴速率转台指出至少需要四个非平面位置才可标定惯性传感器零偏、标度因数及安装失准角,并详细给出加速度计四位置标定方法;考虑到仅以地球转速为观测量时陀螺仪标定参数可观测性较弱,单轴速率转台存在不可忽视的角位置误差及系统安装方位误差等原因,设计四位置静态和三位置转动标定方法以保证陀螺仪的标定精度。通过构建RSINS标定仿真平台验证该方法的有效性,并利用实验室搭建的六冗余样机进行了试验验证。其标定成本低、标定精度高、操作简便且不需要北向基准,具有较好的工程应用价值。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

一种基于模观测法的离心机加速度计组合标定方法研究

为了实现惯性组合中加速度计误差模型系数的整体标定,提高惯性导航系统的导航精度,应用模观测法重点实现了对加速度计二次项系数的标定.应用Tylor级数对加速度模型的解进行多项式展开,利用最小二乘法求得含误差模型系数的中间变量,并给出了加速度计的二次项系数、标度因数以及零偏的计算公式.设计了20位置法对加速度计组合进行标定,通过仿真验证了该方法的有效性,并分析了安装误差角和杆臂误差对系数标定精度的影响.结果 表明,安装误差角与杆臂误差对系数标定的影响小于10-8,在实际标定过程中可以忽略.     

双轴转台误差对IMU标定精度的影响分析

转台误差影响惯性测量组件标定精度,从某种意义上讲,标定的精度就直接决定惯性器件的使用精度。研究双轴转台水平误差及非正交误差对标定结果的影响。首先,建立标定模型以及转台误差模型,通过余弦矩阵将转台误差引入标定模型中,从理论上分析了转台误差对加速度计及陀螺标定精度的影响,最后进行了仿真分析。分析表明：转台水平误差对加速度计及陀螺的标定系数的影响较小,可以忽略;而转台非正交误差对加速度计和陀螺标定影响较大,特别对加速度计和陀螺安装误差系数影响较大,能够导致同量级的误差。     

惯性导航系统标定滤波方法研究

捷联惯导系统标定技术对提高导航精度十分必要,而惯性导航系统标定选择的滤波方法直接影响到标定的精度。本文对不同状态的滤波估计方法进行了理论分析,利用不同标定仿真环境下所采用的卡尔曼滤波及其他滤波方法,对惯性器件误差及安装误差进行了估计,并通过仿真分析比较了惯性导航标定中各种滤波算法的特点及适用范围,得出了算法的应用建议,对惯导误差模型标定具有一定的工程指导意义。     

捷联惯导与里程计组合导航系统标定方法研究

捷联惯导/里程计组合导航系统中,里程计的刻度系数和相对惯组的安装误差角的标定是影响组合导航精度的关键因素.根据工程应用情况,提出经典标定方法和卡尔曼滤波标定方法,并对两种方法进行比较.在标定出刻度系数和安装误差角后,将该数据装订到惯组中进行车载试验验证,将里程计解算的速度和位置与GPS实测值进行比较.试验结果表明:跑车...     

四加速度计组合的测试方法研究

探讨了将四只加速度计在分度头上标定其误差模型系数的方法。通过推导分度头角位置误差与各加速度计输出、误差模型系数之间的关系,计算出分度头角位置误差不影响标定因子的标定精度,分度头角位置误差的二次及以上谐波成分对加速度计误差模型系数的标定结果也没有影响,即仅有角位置误差的一次谐波影响标定精度。针对分度头角位置误差进行检测,可分离出角位置误差的一次谐波,将其进行补偿后可进一步提高误差模型系数的标定精度。仿真分析验证了该测试方法的有效性。     

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.      

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。     

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）。     

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。