蜂窝结构的焊点位置控制方法研究

蜂窝结构是航空发动机中的重要封严结构,随着航空航天工业的飞速发展,该结构的需求也日益增多。蜂窝拼焊的自动化生产是实现蜂窝结构高效率生产的有效方法之一。针对蜂窝结构自动化生产中的关键问题,即焊点的位置精度,分析了原有工艺和系统的不足。在基于ACR9000运动控制器平台上,针对焊点精度,分别提出了基于电机编码器的位置控制和轴同步原理的方式。结果证明,这两种方法能够很好地实现焊点位置的精度要求,使蜂窝高质量高效率生产。     

考虑捷联导引头最小视场角约束的制导策略

针对高超声速飞行器捷联导引头,提出导引头最小视场角（FOV）约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律,指出在攻击固定目标时,导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足,导引头将丢失目标。在此基础上,基于缩短导引头丢失目标距离的目标,提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式,当最小视场角约束无法被满足时,改变原有制导指令,主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角,避免超出视场范围。其次,针对飞行器过载约束,设计了制导策略切换点,在到达切换点时该制导策略将结束工作,避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性,能够大幅度减少导引头丢失目标距离,工程上有利于提高末端命中精度。     

欧洲制定精确制导弹药发展路线图与实施计划

欧洲防务局签订了为期一年的研究合同,要求承担研究任务的承包商制定出一套计划,指导欧洲打造更加强大的弹药工业,以便能够在2020年期间为其成员国提供精确制导弹药。     

国产工业摄影测量相机精度测评CSCD

专业的工业摄影测量相机作为摄影测量的基础,其成像质量对测量精度有着直接的影响。目前,国内的专业摄影测量相机的发展比较缓慢,且质量参差不齐,研究合适的测试方法对国内专业测量相机的精度进行测评已刻不容缓。以CIM-1相机为例,从坐标重复性、标准长度等方面对国内工业摄影测量相机的精度进行了分析研究。通过与目前国际上比较认可的INCA相机进行了实验对比,并对实验结果进行了分析评价,得到一些比较理想的结论。为我国工业摄影测量系统检定规程的制定提供参考依据。     

类IXV飞行器初期再入制导与姿态控制方法研究

摘要： 针对类IXV飞行器无翼式升力体构型及采用RCS/尾襟翼组合控制特点,研究其初期再入段的高精度制导与姿态控制方法.设计带过程约束的数值预测 校正制导律以提高制导系统的鲁棒性及精确性;根据其执行机构配置特点,设计基于RCS的航向控制律及基于RCS/气动舵的纵、横向复合控制律,并采用鲁棒伺服LQR技术进行控制参数快速设计.通过蒙特卡洛打靶仿真来验证算法的精度及鲁棒性.     

基于GPS多星三频数据融合的GNSS-IR土壤湿度反演方法

土壤湿度的监测是全球卫星导航系统干涉测量法（GNSS-IR）的关键应用之一。传统的GNSS-IR土壤湿度反演方法一般只针对单颗卫星的单一频段,未充分利用不同轨道、不同频率卫星信号的差异性与互补性。针对此问题,提出了一种将GPS多星的L1、L2和L5频段数据加权融合进行联合反演的方法,该方法利用基于最小方差的自适应融合算法得到加权因子,并通过现场实验进行了方法验证。结果表明:在测试集上所提出的反演方法相比于传统的Larson方法,相关系数提高了24.69%,均方根误差下降了22.28%,与均值融合法相比,相关系数提高了26.77%,均方根误差下降了23.26%,证明了所提方法能有效提高反演精度。      

基于遗传算法的插值Coons曲面孔位修正方法

在机器人自动制孔过程中,制孔点位信息通常从待制孔工件工艺数模上获取,而待制孔工件安装过程中会出现位置偏移和变形,由工艺数模得到的点位信息无法直接满足孔位精度要求。为了保证自动制孔的孔位精度,提出了一种基于遗传算法的插值Coons曲面孔位修正方法。利用制孔区域边角基准孔建立双线性Coons误差曲面模型,通过模型计算出待制孔的误差补偿向量,并补偿至理论制孔位置。针对误差曲面切矢模长无法确定的情况,利用制孔区域内的基准孔构建遗传算法模型,计算出切矢模长最优值,使拟合的误差曲面更符合实际制孔区域曲面。通过试验对算法的有效性和精度进行验证,结果表明:采用基于遗传算法的插值Coons曲面孔位修正方法,可以使孔位误差得到有效的补偿。补偿后的平均孔位误差仅为0.195 6 mm,与传统的插值曲面方法相比,孔位误差降低了5%~10%。      

基于预测碰撞点的剩余飞行时间估计方法

分别针对顺轨与逆轨拦截飞行轨迹的特点,设计了相应的剩余飞行时间（TGO）估计方法。该方法通过对弹目碰撞点的预测,降低了发射条件差异对TGO估计精度的影响。首先对线性比例导引运动方程进行变形,得到拦截弹飞行轨迹关于弹目距离的一阶微分方程,基于预测碰撞点,对不同初始发射角造成的积分结果误差进行修正,得出了2种拦截模式下的TGO解析表达式。通过与3种现有估计方法对比分析,验证了提出方法的实时性和估计精度,且能够优化制导性能。      

利用Breakwell间距比法制定行星际探测中途修正策略

详细介绍了制定行星际探测中途修正策略的Breakwell间距比法,给出了在燃料最优条件下,终端误差精度和制导能力与中途修正设计次数和时刻之间的解析关系。一般而言,终端误差精度每提高3倍,修正次数就需要增加1次,制导能力每提升3倍,修正次数就可以减少1次。在具体使用上,应首先根据精度要求和制导能力确定最后一次修正时刻,然后向前递推,使得前一次修正后误差传播量与后一次修正后误差传播量成公比为1/3的等比数列,以此确定其余修正时刻,从而保证在达到终端精度前提下,整体燃料消耗最少。以火星探测为例,给出探测器于2018年5月出发12月达到火星的算例,仿真结果表明了理论分析的正确性。     

2.4m跨声速风洞带TPS测力试验数据精度要求分析

成功建立带TPS风洞测力试验技术的一个关键问题是确保试验数据具有足够的精度,必须精细地分配误差。为获得满足工程需要的高精度测力试验数据,给出一种基于计算机符号运算的子程序,完成不确定度计算过程中公式自动推导、计算。最后通过对TPS风洞试验数据精度的敏度分析,给出了某运输机在2.4m跨声速风洞TPS试验中各环节的误差分配要求。