捷联惯导方位大失准角对准研究

在游动方位角坐标系下建立了方位大失准角条件下的SINS初始对准误差模型.在静基座下验证了该误差模型在方位大失准角情况下的滤波效果,比较分析了不同方位失准角的滤波收敛情况,并与线性模型进行滤波比较.最后,将该模型用于动基座的初始对准.静基座和动基座下的初始对准结果表明所提出的SINS误差模型是正确有效的.     

飞机下滑波束导引系统设计及仿真

下滑波束导引系统是飞机在自动着陆时所采用的一种重要无线电波束导引系统。首先,简要阐述了下滑波束导引系统的基本工作原理;然后,对导引系统的运动学环节及下滑耦合器进行分析,对飞机下滑波束导引系统结构进行设计;最后,在MATLAB平台下,对所设计的下滑波束导引系统进行大量仿真研究。仿真结果显示。所设计的下滑波束导引系统结构是合理的,其控制系统是稳定的,且其稳态性能也得到改善。     

四旋翼无人机飞行轨迹的自主导航控制

<正>四旋翼无人机系统具有多变量、强耦合性,如果把对信号响应速度不同的各个变量混杂在一起设计控制系统会引起系统不稳定,需按时间尺度将控制变量分组进行控制系统设计。有关文献运用奇异摄动理论将固定翼飞行器系统按照各变量对输入信号响应速度不同进行分组,分别设计内环、中环以及外环控制律。传统飞行运动控制一般采用航迹速度、爬升角和倾斜角作为控制变量来控制飞行轨迹。四旋翼无人机在飞行过程中,可通过调整姿态角度来控制其质心运动,质心运     

利用格壁安装角对栅格舵展开折叠压心控制的工程方法研究探索

随着技术的发展，在工程设计中，对于巡航迎角下栅格舵导弹的展开与折叠的压心变化控制对于控制系统来说尤为重要。本文创新性的首次提出利用栅格舵的内壁单元的偏转，即相对于水平面的夹角来实现在设计点下的压心控制。由于设计过程需要多次迭代，本文利用计算在所关注的设计点处对展开折叠压心进行了验证，创造性的利用了等效代替的方法提出了一种新型的计算折叠状态压心的快速工程方法。     

发动机喷管非理想状态下牵连角直接测试方法研究

目前我院发动机使用的全轴摆动喷管摆动装置一般设计成非理想状态,导致摆角控制上由于牵连干扰而存在一定的误差,影响发动机试验中喷管的控制精度。只有通过测量发动机喷管牵连角,对另一个作动器进行牵连角补偿,才能消除发动机喷管牵连干扰。小组运用创新的技术及合理的软硬件设计,建立了发动机喷管非理想状态下牵连角直接测试方法,完成了牵连角测试。     

手工计划模拟CDA燃油的节省

飞机在飞行中,普遍采用的阶梯下降程序,这需要航空器频繁改变推力、增加下降角度和调整高度,这样加大了飞行员和管制员的工作压力,同时对最后阶段飞行的油量也有增加。通过对连续下降进近（CDA）的现状进行分析,给出连续下降进近相对传统进近方式的优势,并结合航空公司手工飞行计划制作的方法及原理对连续下降进近在最后阶段飞行时间和燃油方面的节约进行验证。     

商用电推进的重要进展

１９９８年是电推进系统有大幅度前进的一年。４种类型计７８台电推力器发射入轨，包括６６台肼电阻加热电离式发动机，９台肼电弧加热等离子体射流推力器，２台氙离子推力器和１台氙霍尔推力器系统。摩托罗拉完成１５次铱星发射，６７颗铱星用Ｐｒｉｍｅｘ航天公司的肼电...     

一种准确的全姿态陀螺系统原理研究

分析了姿态陀螺仪用框架角表示姿态角的设置缺陷，提出一种坐标变换的新方法，以克服框架锁闭不良影响的技术难点，实现即时准确的全姿态静动态测量。它从数学建模入手，充分计及四个框架角的综合作用，通过微机高速变换求得姿态角，从而有效地避免锁闭与随动恶性耦合的误差影响，没有原理缺陷和方法误差，有完整的定义域。它适用于所有飞行器诸多飞行姿态测试、显示、控制的系统中。它的应用将有助于飞行安全可靠、参数准确测量、系统更新、飞行器功能发展、驾驶技术发挥和更准确地进行姿态定位、轨迹控制、全程控制及提高命中率等。     

歼×飞机攻角位置误差校准的试验研究

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     

亚音速大攻角细长三角翼机翼摇滚产生的一种机理

本文采用半角析半数值的工程计算方法对亚速大攻角细长三角翼机翼现象进行了计算。