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惯导托架校准是飞机装配过程中非常重要的一部分工作,但是传统的校准方法存在精度低、耗时、费力等问题。为解决这些问题,设计了一种高精度、高效率的惯导托架自动校准算法。该方法通过建立静力学数学模型,结合传统惯导校准和位置误差最高点不动调平法的思想,对平台循环进行倾斜信息测试、判断和最高点不动调平。该方法的校准精度较高,极大缩短了校准时间,提高了校准效率。 相似文献
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飞机空速系统位置误差测量是飞机性能试飞的重要内容之一,也是各科目试飞的基础,因为没有空速系统位置误差修正量,就无法对飞机的高度和速度进行校准,确定空速系统位置误差的方法有多种,如雷达法,经纬仪法,照像法(参考的法)标准机伴飞法,拖锥法等。与其它方法相比较,GPS方法是一种既快又省的方法,特点是改装方便,数据处理速度快,工作稳定,故障率低,在特殊的使用条件下精度的可满足要求。 相似文献
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本文简述了目前歼×飞机的攻角位置校准的试验方法。通过分析比较 ,认为采用微波空间定位校准法进行攻角位置误差校准优于目前风洞试验校准法 相似文献
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针对采用气动补偿空速系统以改善测高系统精度的现代飞机,简要介绍了高度分层的要求,阐述了引起飞机空速系统位置误差的主要误差源并进行了分析;给出了通过GPS速度法对残击机高度分层试飞验证结果,并对试飞结果进行了分析和讨论;结果表明,所得到的试飞数据可为飞机气动补偿空速系统设计和高度分层试飞方法研究提供重要依据。 相似文献
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针对无线电罗盘(ADF)的罗差无法消除,该罗差会对飞机ADF的导航精度产生影响,以及ADF校准是在白天特定时间段内飞机机头朝向繁忙的跑道延长线进行校准的问题,研究了基于GPS-RTK与惯性导航技术联合校准无线电罗盘的技术,通过GPS-RTK测量飞机和无方向性信标台NDB位置,计算以飞机无线电罗盘天线为原点,真北方向到飞机无线电罗盘天线与NDB台连续的夹角α,此角度为飞机机头指向NDB台时飞机航向真北值,此时ADF指针调0°,从而按照常规方法即可完成ADF校准工作,达到了非跑道ADF校准的目的。该技术与跑道校准方式进行了试验对比,结果表明,该技术能够在非跑道延长线完成ADF校准工作,对ADF进行罗差补偿,使ADF导航精度达到要求。 相似文献
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采用双尾支撑测量形式的加工、装配误差会使系统内应力过大,影响测量精度。针对某“双机身”飞机CTS 风洞试验气动力测量需求,发展基于多维力天平内置的风洞分布式支撑天平测力试验技术;研制具有消除系统内应力功能的双支撑系统,提出两种6 分量双支撑天平校准及测力方法,并对数据处理和双支撑系统可靠性进行检验加载、对比分析和验证。结果表明:风洞分布式支撑天平测力试验技术能够有效消除双支撑天平系统由于过约束而导致的固有装配内应力,双支撑天平系统各部分连接、测量可靠;两种校准测力方法测量精度相当,均能达到单台应变天平测量误差水平,可满足风洞试验测量精度需求;综合考虑现有校准设备校准能力,最终采用“合成式校准测力”方法进行的风洞试验,获得了满意的试验测力精度。 相似文献
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基于方差分析的Monte-Carlo制导精度分配方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
传统的Monte-Carlo制导精度分配法是将所有的误差源纳入到精度分配中,在处理多误差源、多误差水平分配时,会导致仿真时间的增加.为此,将方差分析引入待分配项的确定中,并以某空地导弹精度分配为例进行了仿真分析.仿真结果表明,基于方差分析的Monte-Carlo制导精度分配方法大大减少了计算时间,且所设计的精度分配方案能满足工程设计要求. 相似文献
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分析了伺服法测试的误差源以及误差源对测试结果的影响,建立了设备误差与测试结果之间关系的数学模型,并给出了数学模型中主要误差的补偿方法,实验结果证明:补偿后测试精度显著提高。 相似文献
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针对现有研究大都只分析了单误差源对直升机火控系统精度影响的现状,提出进行直升机火控系统精度的敏感性分析。根据传统敏感性分析法在数据量不充分或无法提供精确模型时存在的局限性,对基于贝叶斯网络和Sobol指数相结合的敏感性分析新方法(BNSobol法)进行了研究,并与传统Sobol法对比分析。结果表明BNSobol法在满足精度要求的同时还减小了对数据量的需求,它的分析不依赖于模型且可以确定出满足约束条件的具体误差源取值区间。该方法可为直升机火控系统设计研究时如何分配各模块误差大小从而提高总体效能提供参考和理论支持。 相似文献
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空基平台无源定位的误差推导与精度分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究双机无源定位的误差精度,对无源定位误差公式进行了推导,并采用数字仿真的方法对间距、目标位置、测角精度以及平台测量误差对定位精度的影响进行了分析。分析结果表明,平台的几何位置对误差影响较大,保证目标交汇角在一定范围内,是保证定位精度的有效方法。 相似文献
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分析了使用激光干涉比长仪校准坐标机示值时存在的误差源,并就轴向长度示值校准时误差位置的寻找及粗大误差的排除,提出了自己的方法. 相似文献
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为满足大型涡扇动力飞机的喷流试验需求,发展了基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术。该技术的原理是将试验模型与喷流模拟器融合为一体进行喷流试验,风洞天平同时测量模型的气动力和喷流模拟器的推力,推力通过校准箱校准后从风洞天平测量试验数据中扣除。详细介绍了推力校准及扣除技术、空气桥技术、流量、落压比精确控制技术。为验证该试验技术可靠性,分别在校准箱和FL-13风洞开展了某飞机推力校准试验和全机喷流风洞试验,试验结果表明:推力校准精度优于0.24%,全机喷流试验的阻力系数重复性精度达到0.000 3,满足喷流风洞试验的精度要求。 相似文献
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分析了使用激光干涉比长仪校准坐标机示值时存在的误差源,并就轴向长度示值校准时误差位置的寻找及粗大误差的排除,提出了自己的方法。 相似文献
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论述了应用随机最优控制理论的基本原理和方法,解决飞机在大气紊流中着陆的控制问题。用协方法分析法,推导出可直接计算机飞机着陆精度的线性离散随机系统的误差方差的传播方程,并进一步分析了滤波灵敏度对飞机着陆控制的影响。 相似文献
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将工业机器人用于飞机的自动化装配有着很高的定位精度要求,对六自由度KUKA机器人的定位精度补偿方法进行了研究,该方法通过建立机器人运动学误差模型,以Levenberg-Marquardt阻尼迭代最小二乘法求出适合机器人标定空间的各参数误差最优值并以Kuka机器人为实验平台进行试验验证。经过补偿后,标定空间内机器人的绝对定位精度得到极大改善,可以满足飞机自动化装配的精度要求。 相似文献