静电陀螺仪电极碗错位误差的计算方法

本文对静电陀螺仪四电极切分的电极碗错位误差提供了计算方法和公式。计算公式适用于静电陀螺仪全姿态工作。电极碗错位误差是造成静电陀螺仪电场干扰力矩的主要来源之一,因此,这个计算方法和公式对提高静电陀螺仪的工作精度是有帮助的。     

基于AutoLisp语言的基线转弯飞行程序设计

利用AutoLisp语言在AutoCAD平台上完成了基线转弯仪表飞行程序标称飞行航迹与保护区的设计,解决了基线转弯飞行程序设计中保护区绘制的繁琐、耗时耗力的问题,提高了基线转弯仪表飞行程序设计的精度与速度。并建立了基线转弯飞行程序设计参数的数据库,实现了基线转弯飞行程序参数化的自动存储与自动生成,最终完成计算机辅助的基线转弯飞行程序设计。首次运用数学算法解决了P点问题,为飞行程序设计的参数化自动生成做出初步的研究与探索。     

整体网格加筋箱体轴、内压承载能力计算

整体网格加筋箱体轴,内压承载能力的计算方法已有许多人研究过,并已在设计计算中得到了运用。但是,当经优化设计并圆整化得到壁板的几何参数之后,或是生产中处理超差,或是根据实际壁板测量参数,计算其承载能力时,运用[1][2]、[3]提供的曲线进行计算感到十分不便。一方面实际计算的壁板参数往往超出这些曲线的使用范围,另外有的需从曲线反     

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。     

散乱点云数据的曲率估算及应用

提出一种直接在散乱数据点云上计算曲面的局部微分性质,包括平均曲率、高斯曲率和主曲率。首先,计算各点的邻近点集,选取合适的局部基础曲面。把邻近点集投影到相应的局部基础曲面。然后,在以局部基础曲面内投影点的参数化代替空间邻近点集的参数化的基础上。用二次参数曲面逼近空间邻近点集,从而计算出各点的法矢,再对不协调的法矢方向进行调整。最后,利用曲率公式计算出各点的曲率。试验表明这种方法可以较好反映曲面的特征。运用该曲率算法对海量数据进行了简化。     

γ—P—S—N曲线方程与高可靠度高置信度齿轮寿命计算

给出了高可靠度和高置信度齿轮寿命计算方法。这种方法的关键是运用参数互相独立的三参数Weibull分布直接求解,从而弥补了传统理论的缺陷。介绍了γ-P-S-N曲线方程（置信度-可靠度-载荷-寿命曲线方程）及其在齿轮寿命计算中的运用,从而保证了齿轮寿命的高置信度、高可靠度和经济性。     

飞机零位检测系统中的座舱仪表读数识别法

介绍了飞机零位检测系统中的座舱仪表读数自动识别系统。识别系统预先在实验室条件下将各分立仪表图象二值化细化处理成标准的预模式，以此为参照输入被测仪表图象，使之与标准模式有接近的几何位置，然后采用二进小波变换方法在不同角度的扇形区域选择不同的变换参数提取仪表指针及刻度信息，抑制噪声与仪表表面玻璃的反光干扰。再建立图象的同心几何结构特征空间，从而求出被测仪表图象的中心点和相对于标准模式的旋转角度，最后判读指针角度，根据此角度与读数的对应关系自动识别出仪表读数。本文建立的系统对外场环境下摄入的带噪声和反光干扰的座舱仪表图象进行自动识别取得了满意的结果，识别精度高于人工识别精度，基本实现了在线测试。     

摩擦力矩对固定基座上的自由螺陀仪漂移的影响

陀螺仪的漂移直接影响陀螺仪的精度,因而该问题的研究在最近几年来有了很大的发展。在陀螺仪中的摩擦力矩是不可避免的,为了要能解释实验室中所看到的真实现象,必须考虑干摩擦力矩,与粘滞摩擦力矩及地球自转的因素才妥当。 当陀螺仪表内外环轴运动角速度的振幅大于地球自转角速度在对应轴上的分量时,干摩擦力矩按轴的运动角频率进行周期变化。但由于摩擦的存在,轴的运动逐渐衰减。当其角速度损幅小于地球自转角速度的分量时,摩擦力矩则近乎是常值。 本文考虑这些因素后,所得的漂移率要比理想情况下所得的漂移率多一项加速漂移项。     

基于建模误差识别的有限元动态模型物理参数修正

本文提出了一种有限元动力学模型的建模误差识别方法。根据建模误差识别,用灵敏度分析方法,选择建模误差大的子结构的结构参数进行修正,可以大大减小结构参数修正的计算量。本文还研究了不完整测试振型扩充方法和测试振型随机误差对计算结果的影响.     

某型无人机飞行轨道设计与计算

本文概略介绍了某型无人机飞行轨道的设计计算方法、程序设计及其计算过程。 该无人机的飞行轨道是一条复杂的空间曲线。它的形状取决于无人机的飞行任务和飞行场区。但是在不同试验场区执行不同飞行任务的无人机的飞行轨道可以由一些小的简单的飞行段落构成,这些飞行段落的差别主要的就是飞行参数不同。本文的第一部份介绍了这些飞行参数的选择原则及选择结果。第二部份介绍了飞行轨道的计算方法和按所选择的飞行参数计算飞行轨道的程序。第三部份给出了一些理论计算和飞行试验结果的比较曲线. 经过执行不同任务的飞行试验,证明了轨道设计的参数选择原则是合适的,计算方法和计算程序是可用的,计算所得的结果还是比较准确的,可供设计、计算类似的无人机的飞行轨道作参考。     

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…     

电磁流量计的理论模型及其在干标定上的应用

本文给出了较完善的电磁流量计理论模型,并讨论了该模型应用于仪表干标定上的具体例子。计算结果和实验数据相差在1.8％以内。     

航空陀螺地平仪补偿右盘旋误差摩擦力矩与修正力矩的临界比值

在设计航空地平仪时,若应用切断横向修正作用方法来补偿具有常数修正特性的航空地平仪右盘旋误差时,还必须遵循一个重要条件才能达到减小盘旋误差的目的。这个条件就是必须保证所选定的仪表参数可以满足下列关系; 摩擦力矩(M_T)/修证力矩(M_K)<临界比值(n_0)     

计算参数对数值修正载荷识别算法的影响

针对在载荷识别计算中经常遇到的累积误差问题,提出了一种在每个时间步长内迭代修正的 载荷识别算法。首先利用拟静态算法得到载荷初值,再使用数值迭代算法对其进行修正计算,仿真结果表明,该修正算法可以有效地减小由于累积误差导致的发散,得到收敛的识别结果。针对上述算法,本文以多输入多输出简支梁为模型,分别分析了区间放大系数、区间分割系数和精确度指标3个计算参数对于识别结果的影响。计算结果显示,参数的选择对算法的效率和精度影响很大,不当的参数甚至可能引起识别结果严重发散,所以选择合适的计算参数对于数值修正算法十分重要。     

结构固有振动特征值问题矩阵摄动法的一个拓广

本文探讨振动结构的物理、几何参数与固有模态之间的关系。处理这类问题的常见方法是特征值问题摄动法。但该方法得到的解只有当参数作小扰动时才有效。为克服这一缺陷,本文将前人已得到的模态关于参数的导数表达式看成是一组常微分方程式,从而运用常微分方程的定性研究方法和数值计算方法来研究这类问题。文中用这一拓广的方法探讨了模态在参数空间上的连续性及重频点对模态演变的影响,并对一个轮盘叶片模型进行了数值计算和实验分析。     

捕获轨迹试验中外挂物轨迹计算的几个问题

在捕获轨迹试验中,对外挂物轨迹的计算技巧问题进行了一些探索。根据外挂物在两个相邻位置的测量点间气动系数变化的限度,预计出计算的位移量,指出了选择合适位移量的原则,提出了在某些试验条件下,重力的作用可以另外计算,这既简便又精确,在求解常微分方程组时,要注意紧凑,有些中间参数可将其略去,这样可以缩短计算时间,提高试验效率。     

基于带波动算子非线性Schrdinger方程数值分析的守恒差分算法(英文)

对一类带波动算子的非线性Schro。dinger方程进行了数值分析,提出了一个含参数的二阶守恒差分格式,根据参数选取的差异,该格式既可隐式计算也可显式计算。对初值条件进行了中心差分离散,使其具有二阶精度,从而与守恒格式的精度一致。利用矩阵理论证明了差分解的存在惟一性,并利用一个重要的不等式在先验估计的基础上,运用能量估计的方法证明了该格式按无穷范数以二阶精度收敛到真实解。数值实验表明该格式具有较高的计算效率。     

气垫支承特性分析

运用气垫支承技术进行重物运输是一种新型的物料搬运方法，它具有摩擦力小，机动灵活的优点，尤其适用于大型，精密装置的搬运，气垫支承技术的关键部件是柔性气垫单元，它在工作中的受力，变形是比较复杂的，本文采用联立求解雷诺方程和弹性元件变形方程的方法，对柔性气垫单元的受力，压力分布，变形及应力进行了计算，计算结果与实测数据基本一致，最后，讨论了结构参数对气垫性能的影响，可以作为气垫单元结构设计的参考。     

基于雷达管制的基线转弯程序通行能力的研究

基线转弯程序是飞机在仪表进近中使用频率较高的进近程序型式.本文分析了影响基线转弯程序通行能力的主要因素,提出了研究基线转弯程序通行能力的计算方法.该方法有助于分析机场基线转弯程序的现状和存在的问题,为优化仪表进近程序设计,制订机场飞行程序的发展规划及编排航班计划提供有效的理论工具.     

航天飞机再入大气层最优轨迹

本文研究航天飞机再人大气层最小气动加热的最优轨迹。文中考虑了地球自转的影响和气动加热、动压、过载对再入飞行的限制。在地心非惯性坐标系中,采用球面速度坐标系建立运动方程。再入点的运动参数是在惯性计算系中给出的,故地心非惯性系的再入参数是经过惯性计算系到非惯性计算系的转换而获得的。文中最优轨迹的性能指标采用气动加热量的最小值,最优轨迹的求解方法采用非线性规划法,即将控制变量参数化,把泛函的极值问题转变成函数的极值问题进行求解,因而可以利用函数优化方法的标准程序进行计算。本文在性能指标中引进了罚函数,并采用Powell方法求解无约束的最优化问题。文中进一步用运动参数描述控制变量,这不但便于初值的选择,而且还便于考虑一些参数变化规律的要求。本方法使用方便,计算结果稳定可靠。