基于试飞数据的航空发动机滑油系统模型建立及应用

基于大量试飞数据,采用人工神经网络方法,建立某发动机滑油系统全工作过程的模型,包括供油压力、滑油压差、供油温度、中轴承腔回油温度、后轴承腔回油温度、滑油总回油温度等参数的模型。模型计算结果与试飞结果吻合良好,表明了该建模方法的可行性和有效性。将模型计算结果应用于发动机滑油系统的试飞状态监控,实现滑油参数实时趋势监控;将建模方法应用于润滑油参数的最大影响因素的确定,建立一种滑油系统的最大影响参数的确定方法。     

航空发动机润滑油箱油量实时测量方案研究

分析基于数字式油量测量方法的数字式测量系统的组成和测量原理。采用以UG软件为基础的润滑油质量特性计算方法生成姿态-油量-高度数据表,用坐标变换的方法计算不同飞行姿态不同过载下的油液液面角,用三维线性插值的方法计算润滑油量。并利用VOF数值计算模型对不同过载下润滑油箱中的自由液面的运动情况进行模拟。结果表明:利用UG建模生成姿态-高度-油量数据表的方法准确实用,用VOF模型方法追踪连续介质的相界面,对润滑油的运动情况有定性的认识,而且能对数字式测量方法的测量死区进行数值模拟并计算其对应的体积,是对数字式测量的一个补充。     

高频高精度石英晶体元件电参数测量技术研究

在介绍π网络法石英晶体元件电参数测量原理的基础上,设计了一种频率高达200MH z的石英晶体元件电参数测量系统,分析了石英晶体元件和π网络的等效电路,采用自动网络分析方法计算出石英晶体元件的阻抗,并依次消除了系统误差和测量误差。实验证明,在1~200MH z频率范围内,系统对串联谐振频率测量误差在±1×1-0 6以内,重复测量一致性在±0.5×10-6以内。     

基于递推最小二乘法的地磁测量误差校正方法

针对弹体地磁测量容易受到各种误差影响而导致地磁姿态测量精度降低的问题,在分析自身误差和环境误差的基础上,对椭球模型的地磁测量误差进行建模,采用最大似然估计解算静态误差补偿参数,以解算结果为初值,通过递推最小二乘法推到补偿参数的实时更新算法,综合以上研究,形成用于地磁测量误差补偿的在线组合校正方法。仿真及实验结果表明,在接近盲区方向的最大姿态角误差小于5°,在线组合校正能够保证姿态检测系统在不同射向条件下的精度。     

用共振梁法精确校准加速度计线性度

本文讨论了悬臂共振梁的设计问题及力学特性,叙述了在共振梁上进行加速度计线性度比较校准的实验方法。误差分析及实验结果表明,在500g振动加速度以内此法校准误差小于±0.65％。     

基于Kalman滤波算法的姿态传感器运动补偿方法研究

为了消除姿态传感器在检测过程中可能会出现随着运动加速度的变化而产生测量误差的现象,提出了基于Kalman滤波算法的姿态传感器加速度补偿方法。详细介绍了传感器工作原理以及运动状态下的误差分析及补偿。该方法通过将姿态传感器在运动过程中出现的角速度进行误差处理,建立传感器运动线性方程,在此基础上,采用Kalman滤波算法,通过对传感器测量输入的姿态角进行修正,从而达到姿态角准确测量的目的。通过实验数据及仿真分析表明,经过Kalman滤波算法对姿态传感器的运动进行误差补偿后的运动特性输出精度,相比补偿前有了很明显的提高,达到所需精度要求。     

RE/RP集成系统中基于STL的精确分层方法

为克服STL网格化文件存在容易丢失精度等固有缺陷,提出基于STL的精确自适应分层系列算法,从提高分层截面的轮廓曲线精度出发,同时考虑到后续数控插补的适应性,采用曲率连续的适应性强的Clothoid曲线拟合算法,重构曲线轮廓并得到拟合加工点;同时在自适应分层中采用垂直轮廓参考曲线上点的切线角决定切片的厚度,有效提高了切片精度和效率,最后采用熔融沉积成形系统进行快速成形验证。结果表明,该方法有效减小了原有的STL格式文件的固有误差,提高了快速成形制件的加工表面质量和效率。     

小型飞行器MEMS姿态测量系统

针对目前可获得的微机电系统(micro electromechanical system,简称MEMS)惯性测量元件,提出一种用于小型飞行器的姿态测量系统实现方案,采用三轴加速度计和单轴速率陀螺构建系统,可满足飞行器加速度小于6g、角速度小于±300(°)/s的姿态测量需求。根据所选MEMS惯性传感器的特点,给出传感器的测试方案和测试结果,利用加速度计测量信息直接修正方向余弦矩阵来抑制姿态角的误差积累,并进行姿态测量试验。试验结果表明:系统以100Hz的频率更新姿态测量值,在满足姿态矩阵修正阈值的条件下,姿态测量误差小于1(°)。     

圆柱形钢制构件表面爬壁机器人姿态估计方法

针对相对封闭、磁干扰等特殊环境下传感器应用受限,导致爬壁机器人的姿态估计误差偏大的问题,提出并实现了一种基于惯性测量单元(IMU)和圆柱形状约束的爬壁机器人姿态估计方法(IMU-CC-ATE)。该方法利用爬壁机器人执行工作任务中运动状态和静止状态频繁切换的特点,使用静止状态时IMU的角速度输出值估计相邻运动状态时IMU的角速度漂移值;并结合圆柱形表面约束使机器人姿态估计的横滚角保持不变的特性,设计扩展卡尔曼滤波器(EKF)对机器人的姿态和IMU的角速度漂移进行实时估计。实验结果表明：该方法使爬壁机器人姿态估计的航向角误差从20°以上降低至3.5°,俯仰角误差保持在2°以内,横滚角误差在0.5°以内,有效地提高了机器人姿态估计精度。     

天线伺服机械精度的智能创成方法

基于 BP神经网络算法生成误差补偿单元 ,提出一种可行的采样学习实施方法和高效的算法迭代格式 ,对轴系、齿隙、传动、检测元件和光机电匹配的误差引起的天线伺服机械的测向误差可进行有效校正 ,实现系统高精度的智能化创成。方法简单可行 ,显著提高系统精度 ,测角误差由 2毫弧度减小为 0 .2毫弧度 ,且降低机械装置的造价和使用维修费用     

码盘检验仪的研究

码盘检验仪是检测光学编码盘、圆光栅等测角元件各项精度指标的精密测量仪器。本文论述了码盘检验仪研究,设计中的几个主要问题,如精密轴系、光栅基准器等,及提高仪器稳定性的技术措施。同时叙述了仪器精度的鉴定方法。鉴定结果表明:该仪器一次检测的极限误差(±3σ)小于±0.1角秒。     

基于角度约束的圆姿态识别二义性消除方法

目的：对了消除视觉测量中单个圆姿态识别中存在二义性的问题,提出了一种基于空间角度约束的二义性消除方法,并且对姿态求解算法进行了误差分析,为准确的进行姿态估算给出了指导性的实验结果。方法：在摄像机已标定的前提下,首先,根据圆的投影确定其空间位置和姿态参数,存在二义性;接着,利用欧式空间中的角度不变量,可唯一确定空间圆平面的姿态;最后,根据误差传播理论对位姿计算的方法进行了精度分析。结果：实验结果表明：圆平面姿态角绝对误差在0.2°以内,圆心定位误差为0.5%,重构的空间直线距离误差为0.8%。结论：能够准确的识别圆平面的姿态,计算过程简单,结果稳定可靠且具有较高的精度。     

大口径平面快速抛光机床误差模型研究

介绍了大口径平面光学元件快速抛光机床的加工原理,分析了全口径抛光工艺中抛光模与工件之间的精度传递关系,并推导了修整器几何参数对抛光模修整精度及元件加工面形精度的影响规律。对大口径平面快速抛光机床的各项几何误差源进行了分析,并基于多体系统理论,建立了机床修整轴综合空间姿态误差的理论计算模型,详细阐述了机床误差建模过程。     

电子磁罗盘航向角误差推导及分析

在不考虑罗差影响的前提下,针对产生磁罗盘航向角误差的因素以及各因素的影响程度进行了计算及分析.首先介绍了磁罗盘的工作原理,在此基础上推导了磁航向角误差的计算式,该式表明磁航向角误差与当地磁倾角、载体俯仰角、载体航向角、水平姿态误差有关.基于该式对一般环境下磁航向角误差的仿真结果表明:当磁倾角为45°、水平姿态误差均不超过±0.5°时,磁航向角误差不超过±1°.进一步分别对各误差因素的影响进行了仿真分析,结果表明在高纬度地区或载体具有运动加速度时使用磁罗盘容易造成较大的磁航向角误差.车载实验结果验证了所推导公式的有效性.     

一种双倾斜式全驱动六旋翼无人机的建模与控制

常规旋翼无人机大都采用共线设计,只能产生竖直方向的推力,极大地限制了旋翼无人机在涉及物理交互任务时的应 用。 针对此问题,研究了一种双倾斜式全驱动六旋翼无人机,采用旋翼转轴非共线的设计方法,可以实现位置与姿态的独立控 制。 提出了一种抑制抖振的改进型积分滑模控制器,并与 PID 控制器、积分反演控制器和传统积分滑模控制器进行对比。 仿真 结果表明,所提出的改进型积分滑模控制器能够实现旋翼无人机位置与姿态的独立控制,并能够有效克服自身模型参数的不确 定性以及外部的风场扰动完成定点悬停与复杂的轨迹跟踪。 实物样机实验结果表明,该设计的全驱动旋翼无人机在长距离横 向运动时能够保持水平姿态, 俯仰角和滚转角误差控制在±2°以内。     

基于粘性比例因子的锥形流量计最优锥角选择

锥形流量计的锥角参数是影响锥形流量计性能的重要参数,锥体前锥角和后锥角均有较大的取值范围,这造成供选择的锥角组合无限多。通过实验和传统的CFD仿真优化锥形流量计锥角工作量大,效率低。研究证明了锥角的变化引起的下游取压位置处的压力波动会导致锥形流量计流出系数的改变。根据流体力学本构方程理论定义了评价黏性应力对压力波动影响的黏性应力比例因子k1和k2,并得到结论：任一锥角组合锥形流量计下游取压位置处黏性比例因子k1和k2越大,锥形流量计的压力信号受到的干扰越大,对应的流出系数重复性和线性度误差越差,在低入口雷诺数状态下这种干扰尤为明显。基于黏性比例因子的具有不同锥角组合锥形流量计的性能预测结论是：β值在0.45~0.75的锥形流量计,前锥角为27.5°±2.5°,后锥角为65°±5°时锥形流量计的流出系数重复性和线性度误差好于其他的锥角组合。实验测试DN100口径,β值分别为0.45,0.5和0.65的9个不同锥角组合的锥形流量计,实验结论证明了基于黏性应力比例因子的锥形流量计锥角组合预测的准确性。     

双通道旋转变压器粗精组合轴角转换原理及应用

目前的旋转变压器大多采用粗精组合来提高其精度,粗精组合时的纠错问题是粗精组合系统的一个关键问题。基于双通道旋转变压器粗精组合轴角转换原理及纠错方法,研究设计了旋转变压器作为轴角转换器件的角度测试系统,包括:选用旋转变压器作为姿态角传感器和高低角传感器测试装置的测角元件;采用双通道旋转变压器粗精组合方式实时获取角度信息;通过与单片机的连接,选取旋转变压器数字转换器进行数字转换,完成角度信息的输出;在软件设计方案中,重点研究了粗精组合算法,采用余数比较法确定粗轴读数和精轴读数的组合关系,对粗、精轴读数进行组合纠错,提高了传感器的测角精度。     

基于Jerk约束的加速度校正算法

在惯性传感器的姿态估计算法中,陀螺仪在长时间的积分过程中易产生误差积累,而加速度计常被用于辅助校正姿态.然而,加速度计易受干扰而导致测量值不只包含有用的加速度成分.为了求解目标加速度,提出一种基于Jerk(加加速度)约束的无积分误差积累的方法.首先,直接利用陀螺仪和加速度计的输出来提取系统的Jerk信息.其次,在无积分...     

基于空间距离约束的姿态角现场精度评定方法

针对大型精密工程现场姿态测量精度评定的需求,提出了一种利用长度计量基准溯源姿态测量结果的姿态角现场精度 评定方法。 首先,介绍了激光跟踪姿态测量系统的基本组成及测量原理;其次,基于六自由度并联机构的正向运动学研究,建立 了空间距离与靶标姿态之间的数学模型,并通过蒙特卡洛法仿真分析距离约束测量精度、控制场布局以及系统工作距离等因素 对评定模型精度的影响;最后,搭建实验平台,利用精密转台的相对转动量作为角度基准,对本文研究方法的可行性进行了验 证。 结果表明:当距离约束测量精度为 0. 038 mm,控制场大小为 1 400 mm×1 400 mm 时,在-20° ~ 20°的姿态角变化范围内,评 定模型方位角精度为 0. 055°,俯仰角精度为 0. 058°。 本文研究方法避免了基于角度基准评定方法中较为严格的坐标系配准要 求,能综合反映测量系统现场使用状态,可为六自由度激光跟踪测量系统中姿态角现场精度评定方法提供参考。     

MIMU/偏振光拟牛顿优化航姿求解方法

针对传统磁力计/MIMU组合导航系统存在的抗电磁干扰能力弱、适应性差等问题,提出了一种基于大气偏振分布模式的无人机导航航姿无约束优化求解方法.融合陀螺仪、加速度计、偏振光传感器测量数据,构建基于改进拟牛顿法的姿态最优化解算模型,其中,该模型以最优化理论为基础,引入实时四元数微分构建动态步长因子,预测姿态更新趋势;设计状态判断阈值,自适应判断飞行状态,提高解算精度.实验结果表明,这种方法得到的姿态角静态性能稳定,同时,在动态环境中,该方法得到的姿态角误差值最小,较梯度下降法精度提高50％,较共轭梯度法精度提高37％～50％,表现出较好的动态收敛性与误差稳定性,动态精度较高,能够较准确跟踪姿态变化,可以有效提高偏振光辅助的捷联惯导组合导航系统航姿估计的准确性与可靠性.