利用导弹制导误差补偿规律修正不完全弹道测量的数据融合技术

论述不完全弹道测量的数据融合处理问题。在惯性器件天地关系一致的前提下,导弹惯性器件误差补偿量变化规律,就反映了飞行中制导工具误差的变化规律,即遥外差的变化规律。因此,可以利用补偿量视速度的变化规律约束条件,内插出不完全测量段落的遥外差数据,在建立节省参数的弹道估计的联合模型基础上,融合少量的高精度测元来解算弹道参数。落点验算表明：利用该方法计算的落点接近实际落点。     

激波风洞重模型气动力试验研究

在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。     

隔层式多脉冲发动机点火延迟数值仿真研究

隔层式多脉冲发动机点火过程较常规发动机有很多不同,为获得端燃型隔层式多脉冲发动机的点火延迟特性及其影响因素,建立物理和数学模型,采用MpCCI耦合器作为FLUENT与ANSYS的数据交换平台,模拟点火燃气填充隔层和隔层变形过程;采用FLUENT计算多脉冲发动机火焰传播过程及填充过程。计算结果表明,与传统固体火箭发动机相比,在相同点火药量的情况下,多脉冲发动机的点火延迟大大增加;推进剂燃速越高,点火延迟越小;燃烧室自由容积越大,点火延迟越大;隔层材料对点火延迟影响较小。可以通过适当加大点火药量和提高燃速来减小点火延迟。     

光纤陀螺标度因数温度补偿的工程应用

针对光纤陀螺仪在较宽温度范围（-40～+60℃）的使用需求,本文分析了光纤陀螺标度因数误差项的温度特性,依据回归分析理论,建立了光纤陀螺的全温误差模型并对陀螺进行了误差补偿,取得了较好的效果。补偿后陀螺的标度因数温度灵敏度由不大于70ppm/℃下降到不大于10ppm/℃,标度因数温度补偿提高了光纤陀螺仪的环境适应性,拓展了光纤陀螺的工程应用领域。     

数控机床热变形实时补偿

热误差是影响机床精度最主要的因素之一,机床热误差是由机床工作时复杂的温度场造成机床各部件变形引起的,它是随时间变化的非恒定误差。热误差补偿的研究始于20世纪50年代,但其总体发展是不能令人满意的,究其原因,在于误差辨识即热误差建模。     

基于非频散信号构建的Lamb波高分辨率损伤成像方法

Lamb波损伤成像是结构健康监测的研究热点之一,然而在实际应用中,成像分辨率很容易受到Lamb波频散特性的影响.本文研究了非频散信号构建(ND-SC)的频散补偿方法并用于提高Lamb波成像分辨率.根据频域中建立的Lamb波传感模型,分析了ND-SC原理,并分别按照宽带激励和窄带激励两种情况对ND-SC的实现方式进行了讨论.随后结合经典的延迟叠加算法提出了高分辨率损伤成像方法.针对铝板的实验结果证明了本文提出的ND-SC方法和高分辨率损伤成像方法的有效性.     

压力传感器的技术指标与温度修正技术

介绍了压力传感器的主要技术指标，并简要阐述了对压力传感器进行温度补偿的目的与方法，供使用人员参考。     

数控线切割三维直纹面直接刀补算法的研究

分析了四轴数控线切割机床所能加工的三维直纹面类型,以二维C型刀补为基础,根据各类型形状的特点采用了不同的刀补处理方法,分析了用二维刀补原则解决三维直纹面刀补的可行性,提出了一种不需将加工轨迹线形化的三维直纹面的直接刀补算法,指出了降低复杂直纹面刀补误差的措施。     

SAE线性令牌传输总线与光纤型分布式数据接口规约的比较

SAE LTPB与ANSI FDDI两种光纤高速总线规约很适合在分布式航空电子综合系统中使用,以满足下一代高性能军用飞机系统区域内、外数据的高传递速率的需要。本文从几个方面对其作了比较,旨在为设计者选择使用提供参考。     

残击机高度分层试飞验证

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。