中继卫星S频段多址系统应用服务模式

通过深入分析TDRSS(Tracking and Data Relay Satellite System,跟踪与数据中继卫星系统)多址业务的主要能力、业务类型以及服务对象,概括总结出了TDRSS多址业务的2种应用服务模式,即周计划模式和按需接入模式。在此基础之上,设计了我国中继卫星SMA(S-band Multiple Access,S频段多址系统)的预分配服务模式、周计划服务模式和按需接入服务模式等3种应用服务模式。针对这些,建议:低速测控及数传需求的用户平台在安装S频段中继终端时,考虑兼容S频段单址和多址业务;用户中心S频段低速测控及数传服务尽可能使用SMA;用户在单独使用返向SMA资源时,必须确保中继终端处于开机状态,并指向中继卫星。     

捷联惯导系统的一种系统级标定方法

针对三轴转台定位精度高的特点,设计了一种基于速度误差和姿态误差角作为观测量的系统级标定方法.在捷联惯性测量组合(SIMU)的导航误差方程和惯性器件误差参数模型的基础上,推导了导航速度误差和姿态误差角与IMU的误差参数所呈现的关系,依此给出了最简单的位置编排准则.通过观测不同位置下捷联惯导系统的速度误差变化率和姿态误差角,辨识IMU的误差模型系数,进而达到高精度捷联惯导系统标定目的.     

基于低精度离心机的平台惯导系统加速度计高精度系统级标定方法

高动态、大过载是未来导弹、飞行器的标志性特征,这一特征对惯导系统性能指标尤其是加速度计的性能指标要求尤为严苛.针对此,分析了平台惯导系统加速度计主要非线性误差(标度因数对称性和二次项系数)的传统离心标定方法的缺陷,提出了基于低精度离心机的平台惯导系统加速度计高精度系统级标定方法.该方法是利用惯导系统的速度和位置误差积分作为观测量进行Kalman滤波估计,不仅能对加速度计的非线性误差进行更有效估计,而且能克服传统离心标定方法对离心机的高精度要求.最后通过离心试验验证了该标定方法的有效性,试验结果表明,加速度计非线性误差补偿后的速度和位置误差小于补偿前相应误差的25％.     

基于Kriging模型的风洞应变天平静态校准方法

本文提出了一种基于Kriging代理模型的风洞应变天平静态校准方法。采用拉丁超立方设计的试验设计（DOE）方法选取校准加载点,以六分量组合加载技术为支撑,采用一阶回归基函数和EXP关联函数对校准数据构建Kriging模型,以电压信号增量和其他条件变量为自变量,通过Kriging模型对天平所受载荷进行预测。校准结果表明,与传统的OFAT（One Factor at A Time）校准方法相比,该方法具有相同的准度,加载点数量极大减少。将该方法应用于某矢量喷管推力测量天平的校准工作中,以通气流量和天平电压信号增量作为自变量,较好预测了喷管产生的推力,解决了传统校准方法难以克服的通气影响问题。     

A-100钢电子束熔丝成形件超声相控阵检测应用初探

初步研究了超声相控阵检测技术在A-100钢电子束熔丝成形制件中的应用.结果表明:超声相控阵检测技术在A-100钢电子束熔丝成形制件微裂纹检测和大厚度制件检测中有较好的应用效果;与成形路径等因素相关的微观组织结构对检测技术的应用有较大影响;超声波入射方向和角度选择对微裂纹的识别非常关键;制件内部微裂纹存在与平行于逐层生长方向的某端面呈现小倾角或近似平行的断续拐弯状的分布趋势.     

双机器人钻铆系统协同控制与基坐标系标定技术

为提升机器人飞机自动钻铆质量并提高自动制孔铆接率,对双机器人协同的飞机自动钻铆技术进行研究,提出双机器人协同自动钻铆工作流程.针对协同运动提出为机器人进行编码,利用Ethernet(TCP/IP)实现系统和机器人之间的信息传输.为了保证系统的完整性,将机器人单侧信息转化到另一侧的机器人下,采用激光跟踪仪并利用单位四元数法对双机器人基坐标系进行标定.最后在KUKA的KR-500双机器人和其30m扩展第七轴上进行协同运动和控制系统试验以及双机器人定位重合度测试,验证了系统的有效性,试验表明因该方法带来的误差可以忽略不计.     

面向飞机自动钻铆系统的工业机器人精度补偿技术

新型飞机对我国航空制造业提出了更高的要求,工业机器人在飞机自动钻铆系统中的应用越来越广泛.由于工业机器人自身的绝对定位精度无法满足飞机自动钻铆系统的精度要求,研究机器人的精度补偿技术显得至关重要.分别对基于运动学标定、基于非参数标定和基于实时反馈的机器人精度补偿技术进行了简要的介绍.     

Study on the Behavior of Solar Array Deployment with Root Hinge Drive Assembly

In this paper, a method of using a root hinge drive assembly (RHDA) to control the solar array deployment is provided and a multi-DOF mechanism dynamic model of the system is established. In this way, the root hinge torque can be calculated iteratively. Then taking the predicted torque as a reference, a RHDA is designed for a large multiple-stage packaging and deployable solar array system. The control effect of the drive assembly is validated by ground tests. The test results indicate that the solar arrays can be deployed smoothly, and the deployment velocities are restricted by the drive assembly as expected. During the tests, the RHDA output speed and output torque are obtained. In order to examine the impact force when the yoke is lock-up with a hard stop, dynamics simulations are performed according to the actual behavior. The simulation result indicates that the designed RHDA reduces the impact force significantly and improves the lock-up reliability effectively.     

无轴承旋翼挥舞角与摆振角的测量方法与应用

在分析国内外资料的基础上,提出了一种在国内现有条件下可行且满足精度要求的无轴承旋翼挥舞角、摆振角的试验测量方法.其要点为先利用激光方法测得的无轴承旋翼静态位移-载荷关系得到角度-载荷关系,结合应变方法测得的无轴承旋翼旋转状态下的载荷,最终通过转换得到无轴承旋翼旋转状态下挥舞角、摆振角.基于CAMRADII软件的计算分析与试验结果具有良好的相关性,这表明该方法可行且具有较高的准确度.     

基于声学风洞的麦克风阵列测试技术应用研究

根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度。通过数值仿真和在0．55m×0．4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力。研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验。最后还采用36通道的麦克风阵列在0．55m×0．4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性。