飞行试验中对惯导系统真航向精度的一种评估方法

介绍了一种惯导系统真航向角精度的试飞评估方法.用GP S信息计算出飞行航迹作为参考基准,准确测出惯导系统输出的航迹角误差,以此间接评估惯导系统的真航向角精度.试飞结果表明,该方法科学可行.     

基于GNSS速度信息辅助的飞行器姿态保持技术研究

为了提高飞行器精确打击和侦察探测能力,针对飞行器组合导航系统高精度、长航时和高可靠的姿态保持问题,研究了一种基于GNSS速度信息辅助的飞行器姿态保持技术。通过采用开环修正和闭环修正结合的工作方式,克服了惯性导航误差随时间不断积累引起的滤波精度下降问题;通过对GNSS信息进行χ~2检测,避免飞行器作大机动飞行或有外部干扰时引起的GNSS信息异常,确保GNSS信息的有效性;通过对GNSS速度信息的时间延迟进行扩展建模,抑制GNSS数据延迟对姿态保持算法的影响。仿真和实际数据处理结果表明:该姿态保持技术充分利用惯性导航系统和GNSS的优点,技术方案合理,能够满足飞行器高精度、长航时和高可靠姿态保持的需求,具有较好的工程应用价值。     

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。     

基于MEMS陀螺的风洞模型水平姿态动态测量与精度评估

风洞实验对模型的水平姿态实时动态测量精度的要求不断提高,微小型飞行器模型、高精度的激光陀螺、光纤陀螺惯性测量单元往往在体积、质量方面受到限制,而单一的MEMS系统在水平姿态测量精度方面通常难以达到要求。采用高精度石英挠性加速度计替代MEMS加速度计,与MEMS陀螺进行组合测量。针对加速度计I/F转换脉冲量化及陀螺漂移对动态测量精度的影响,提出了一种基于速度观测Kalman滤波的水平姿态动态测量算法,以提高风洞实验中模型水平姿态的测量精度。提出了在三轴飞行模拟转台上,利用高精度激光陀螺捷联惯导系统的测量结果作为基准进行动态精度评估的方法,解决了安装误差、时间同步等因素对评估精度的影响。通过与其他几种惯性水平姿态测量方法进行精度对比,验证了该算法的技术优势。     

一种支架加工工艺改进技术

通过对支架零件立卧加工的改进研究,对传统加工工艺进行优化,选用卧式加工中心加工轴承孔及安装槽,保证了轴承孔及安装槽的一致性;增加工艺定位孔,采用双圆柱销定位,解决支架的装夹定位问题.此方法改进可大幅缩短支架加工时间,提高零件合格率.     

惯性系姿态确定的SINS晃动基座初始对准算法

在晃动基座下,载体将受到外界干扰(例如阵风和海浪),从而使传统解析粗对准无法完成捷联惯导系统(SINS)初始对准过程。基于此,采用SINS惯性系姿态确定初始对准算法解决SINS晃动基座初始对准,并使用Davenport-q递归算法实现其姿态确定过程。传统惯性系初始对准算法直接采用构造重力矢量观测来实现初始对准过程,可能会引起矢量构造共线,从而造成初始对准过程姿态计算震荡,降低其对准性能。通过分析晃动基座初始对准实际条件,提出了采用构造速度矢量观测来实现其对准过程,可以充分利用积分平滑作用,抑制周期性噪声和高斯白噪声,从而可以提高其对准性能。最后,通过SINS某码头系泊状态的对比测试试验进行验证,采用速度观测矢量完成SINS姿态确定初始对准时,其误差曲线将更加平滑,并具有优越的性能。     

基于终端滑模的航天器自适应预设性能姿态跟踪控制

针对航天器姿态跟踪控制的快速性需求,提出一类自适应终端滑模有限时间控制方法,通过引入饱和函数解决了终端滑模控制器的奇异问题,并结合实际有限时间稳定概念显式地给出了系统状态收敛时间和收敛范围之间的对应关系;为在提高系统鲁棒性的同时避免控制器抖振,设计了一种新型自适应律估计并补偿未知环境干扰。进一步地,针对如遥感卫星对地扫描成像等姿态跟踪任务中存在的状态约束问题,通过在控制器中引入具有对数形式的预设性能项,使系统滑模面响应具有期望的动态过程,约束了航天器姿态跟踪误差及其一阶导数的变化范围。仿真结果表明,设计的控制器具有较高的控制精度和响应速度,满足实际任务对状态约束的需求,且其控制输出不存在奇异和抖振,具备良好的工程应用价值。     

可弯折翼尖在飞翼布局中操纵性能研究

采用经过验证的CFD计算方法,对可弯折翼尖在飞翼布局中的操纵性能进行研究。结果表明,可弯折翼尖是通过侧向力实现横航向操纵的,且进行横航向操纵时对升力、阻力和升阻比的影响都较小。在可弯折翼尖单侧作动时,偏航力矩、侧向力、滚转力矩三者之间存在强烈耦合;在可弯折翼尖两侧反向同步作动时,滚转力矩发生相互抵消,仅侧向力和偏航力矩二者之间存在较强的耦合。可弯折翼尖单侧作动和两侧反向同步作动可形成两种不同的横航向操纵机制。     

考虑几何限制的航向道模式设计

民机自动飞行系统在截获LOC信标切入跑道中心线时,由于空间几何限制导致较大超调,会对飞行安全产生不利影响。针对这一问题,设计了一种考虑几何限制的航向道模式。为了解决LOC线性区外信号不能用于自动飞行指令计算的问题,利用飞行管理系统的现有功能计算出飞机偏离跑道中心线的水平偏差;使用切入点位置和最大滚转角的几何限制作为机动判断条件,同时以进入线性区作为LOC模式的激活条件,使得飞机在达到几何限制时能提前机动。最后,通过仿真对比了采用三种不同LOC截获方法时飞机的响应,仿真结果表明所提出的方法能够有效解决因几何限制导致的LOC截获超调问题。     

WINDOWS和MATLAB7环境下平面3RRR并联机构位置姿态仿真

简单推导了一种平面3RRR并联机构输入和输出参数关系的理论公式,采用MATLAB编程语言编写了合理的该并联机构位置姿态参数的分析仿真程序,得出了求解该并联机构运动平台上位置输出点在可达工作空间内的灵活度的方法,提出了采用数据库管理方法来处理并联机构的位置姿态参数信息的可行性,充分的展现了WINDOWS编程的优势.