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941.
以三坐标测量机21项误差理论为基础,分析总结测量机误差补偿技术实施过程中的关键技术,探讨该项技术的应用要点,编制误差补偿软件模块,验证坐标测量机21项误差补偿的实际效果。结果表明在正确测量和处理各项误差的基础上,21项误差补偿方法可明显提高系统精度。  相似文献   
942.
大展弦比柔性机翼结构重量轻、气动效率高,广泛应用于高空长航时无人机(UAVs)。飞行过程中,这类机翼在气动力作用下发生大变形,线性结构模型不再适用,需要建立考虑几何大变形的结构模型。采用牛顿力学方法推导了考虑结构几何非线性的机翼结构动力学模型,该方法推导过程简洁、物理意义明确,可以与Hodges基于哈密顿原理的推导方法相互补充,相互验证。为了能够更准确地求解大展弦比柔性机翼的非定常气动力,建立了能够考虑机翼三维效应且适用于机翼空间大变形的非定常气动力模型。基于建立的非线性结构模型和非定常气动力模型,采用松耦合方法建立了非线性气动弹性模型,并通过算例验证了气弹模型的准确性。研究结果表明,大展弦比柔性机翼颤振速度对来流迎角和机翼的展长均较为敏感;当来流速度大于颤振速度时,由于几何非线性,机翼振动并未发散而是形成稳定的极限环振荡(LCO);随着来流速度进一步增加,机翼再次穿过临界稳定点,由不稳定系统变为稳定系统,直到随着速度的增加系统再次达到临界稳定状态。  相似文献   
943.
光纤陀螺的承环结构不同,会影响光纤环的温度及温度梯度分布,进而影响陀螺的精度.对四种不同承环结构的光纤陀螺进行有限元瞬态热仿真,得到光纤环的温度分布.基于四极对称绕法绕制光纤环的截面数字离散化模型,绘制了四个光纤环沿展开光纤上的温度分布,计算了四个陀螺的轴向和径向温度梯度及其引起的Shupe误差.对比分析结果表明:承环结构形式不同,光纤环的轴向和径向温度梯度不同,轴向温度梯度对光纤环的Shupe误差影响更大.  相似文献   
944.
基于套圈滚道圆环的几何结构方程,建立了钢球和套圈的三维动态接触关系.考虑钢球和保持架的间隙碰撞作用,建立球轴承-曲柄滑块机构系统多体接触动力学模型.运用广义-α方法计算分析了不同转速、径向游隙和保持架兜孔半径间隙下球轴承-机构系统的运动精度和动力学特性,获得球轴承-机构系统的动态误差、套圈中心的相对运动轨迹、保持架中心的运动轨迹和动态作用力等动力学响应.计算结果表明:随着转速和球轴承径向游隙的增加,约束反力、系统动态误差、套圈中心的相对运动轨迹、保持架与套圈中心的相对运动轨迹、球轴承内部的作用力、钢球与保持架的间隙碰撞力均增加.随着保持架兜孔半径间隙的增加,保持架与套圈中心的相对运动轨迹、钢球与保持架的间隙碰撞力和钢球打滑均增加.   相似文献   
945.
旋转状态下方形通道内部流场特性热线实验   总被引:1,自引:4,他引:1  
魏宽  陶智  邓宏武  李海旺 《航空动力学报》2016,31(11):2635-2640
为了解决旋转条件下热线技术应用问题并且在此基础上精确测量旋转方形通道内部流场特性,搭建了用于旋转通道流场测试实验平台,采用了两种连线方式对热线进行了标定实验,获得了热线测量旋转通道内部平均速度的相对误差为±6%,对雷诺数和旋转数范围分别是5000~10000和0~0.222的旋转通道流场进行了测量,结果表明:旋转导致速度型整体向后缘面(Y/D=-0.5)偏转,X/D和旋转数越大,速度型偏转越明显;旋转数为0.222时,后缘面附近边界层速度型出现了一个拐点,可能与由哥氏力不稳定性引起的二次流有关.   相似文献   
946.
韩宇萌  贾晓洪  梁晓庚 《航空学报》2016,37(10):3101-3109
导弹截获目标的概率是红外成像导弹的一项重要的设计指标。传统的目标截获概率通常通过统计方法得到,该方法需要建立导弹制导控制系统的详细数学模型,因此不适合在导弹总体方案设计阶段使用。针对传统方法的缺陷,通过分析影响红外成像导弹截获概率的主要误差源,从而建立了截获概率的数学模型,从理论分析角度给出了导弹截获概率的计算方法。仿真结果表明,建立的截获概率数学模型正确可信,计算的目标截获概率与传统统计方法结果相当,可以辅助进行各项误差的精度分配以及系统指标的设计,具有重要的理论意义和实际应用价值。  相似文献   
947.
在轴承几何关系和运动关系分析基础上,建立了考虑内圈滚道廓形的圆柱滚子轴承径向跳动数学模型,分析了内圈滚道圆度误差幅值、谐波阶次、滚子个数以及径向游隙对轴承旋转精度的影响规律,并验证了模型的正确性.结果表明:内圈滚道的圆度误差对轴承旋转精度的影响较大,内圈滚道圆度误差幅值对轴承旋转精度影响较大,内圈滚道低阶谐波对轴承旋转精度的影响较高阶谐波显著;当内圈滚道谐波阶次为滚子个数的整数倍时,轴承旋转精度显著下降;减小内圈滚道圆度误差幅值能有效提高圆柱滚子轴承的旋转精度.   相似文献   
948.
随着光纤陀螺使用精度的提升,输入轴失准角误差对光纤惯组精度的影响也愈发突出.为了抑制光纤陀螺失准角误差,提升惯性系统精度,分析了失准角误差的产生原因,提出了设计与生产过程中减小失准角误差的工艺要求;分析了温度环境下失准角误差补偿方法的物理意义,进而推导得出其方法误差;对多组全温范围内(-40℃~+60℃)失准角实测数据进行逐步回归分析,确定失准角误差拟合模型.试验表明,采用该补偿方法最高能够降低92%的失准角误差.  相似文献   
949.
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.  相似文献   
950.
杨磊  叶正寅 《航空动力学报》2015,30(10):2508-2515
使用CFD方法,分别就真实喷管边界和简化喷口边界,计算超声速飞行器侧向喷流干扰流场,研究边界条件对干扰流场及气动力的影响.使用k-ε湍流模型封闭雷诺平均N-S方程,利用非结构网格对流场进行空间离散.通过对比,计算结果与实验值吻合良好,证明该方法具有一定可靠性.进一步研究表明喷流边界条件对喷流干扰流场具有一定影响:相对于简化喷口边界,真实喷管边界喷流出口的非均匀性导致喷口上游分离涡和激波位置较为靠前,从而引起附加气动力和力矩的变化;由于摩擦阻力的作用,真实喷管静推力存在损失;喷流压比为500时,总法向力和总俯仰力矩在两种边界条件之间的误差分别为8.21%和22.4%,误差较大.在进行侧向喷流干扰流场的精确计算时,需要考虑边界条件的影响.   相似文献   
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