红外成像导弹目标截获概率

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。     

基于内圈滚道廓形的圆柱滚子轴承旋转精度

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.      

宽温范围内光纤陀螺输入轴失准角误差 及补偿技术研究

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.     

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.     

超声速飞行器侧向喷流干扰流场传统数值模拟方法的误差分析

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.      

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。     

基于空间三轴激光陀螺的恒速偏频寻北技术

激光陀螺特有的闭锁效应使得其在应用中必须采取偏频去锁的方法,速率偏频技术可以有效降低激光陀螺随机游走误差,提高测量精度。基于空间三轴激光陀螺自身特有的三轴正交斜置特性,采用恒速偏频方法,通过建立新的系统误差方程,引入刻度系数误差状态量,采用卡尔曼滤波方法实现了系统的高精度寻北。这种初始对准方法对准速度快,对准精度也有较大提高,5min寻北精度能达到90″(3σ)。     

数字闭环光纤陀螺死区机理研究与抑制

在数字闭环光纤陀螺中,死区产生及其附近噪声特性恶化的主要因素可以归结于施加在相位调制器上信号的串扰。根据死区产生机理的不同,提出了偏置相位调制和阶梯波反馈调制两种死区串扰误差因素的观点。通过对这两种死区误差机理的分析和比较,提出了采用模拟相加反馈方案可以避免偏置相位调制死区误差的观点。采用速率转台法测试了光纤陀螺的死区特性,验证了理论仿真和计算的正确性。最后,通过采用三角波相位抖动抑制死区误差技术,将一种高精度光纤陀螺0.08(°)/h的死区误差抑制到0.001(°)/h以下。     

齿轮轮齿接触分析的分解算法

提出了齿轮轮齿接触分析算法——分解算法。传统的轮齿接触分析方法求啮合点时需要求解含5个非线性方程的方程组,求解性差;齿面接触和边缘接触的数学模型不同,需要分别进行求解,求解过程复杂。轮齿接触分析算法——分解算法,提出了瞬时共轭啮合线的概念,可有效分离传动误差,得到啮合点、瞬时接触线,求啮合点时非线性方程的个数由5个减少为2个。分解算法建立的数学模型也适用于边缘接触分析,算法简单、有效、适应性强。以一对弧齿锥齿轮为例, 对比分析了传统方法和分解算法, 结果表明: 齿面部分的印痕是一致的,传动误差幅值相差0.3″;边缘接触部分的印痕存在少许差异。      

航空燃气涡轮发动机燃气分析测试及计算方法

针对航空燃气涡轮发动机整机及燃烧室部件试验的燃气分析测试,介绍了测试的原理和系统组成,完善了液体碳氢燃料的计算方法,发展了气体燃料的计算方法;分析了燃气组分测量值误差对燃烧参数计算结果的影响,讨论了取样方式及混合式取样器结构的影响,给出了混合式取样器结构是否合理的判定条件;对比了高压全环燃烧室试验的燃气分析和常规测试的结果,结果表明:使用设计合理的混合式取样器、保证足够的测点密度和使用合理配置的燃气分析测试系统,余气系数的测量精度优于5%,并对热电偶法和燃气分析法燃烧效率偏差进行了分析.