五角棱镜扫描系统中调整误差及制造角差的影响分析-

五角棱镜扫描系统可以实现高精度测量光学表面面形,为了全面分析五角棱镜扫描系统中的调整误差及制造角差对指向误差和测角仪测量误差的影响。根据旋转变换矩阵和光线矢量追迹理论,运用MATLAB编写通用的五角棱镜扫描系统的光线矢量追迹函数及相关分析程序。同时通过二维二次多项式拟合推导出,在一定角度范围内,用于计算指向误差和测角仪测量值的二阶近似公式。分析结果表明：在扫描测量过程中,测角仪的俯仰角和五角棱镜的制造角差对沿扫描方向指向误差和测角仪垂直方向测量值的影响是常量,五角棱镜扫描过程中的偏摆角和滚动角与其成二次函数关系;五角棱镜的偏摆角和滚动角、测角仪的偏摆角与垂直扫描方向指向误差和测角仪水平方向测量值均成线性关系。当导轨误差滚动10"、偏摆10",系统的各项调整误差为±3"时,沿扫描方向最大测角误差为0.0010666"。     

旋转双棱镜光束指向解析解

光束指向机构实现光束指向调整时,需要搞清两棱镜的方位与出射光束指向位置之间的关系.本文采用一级近轴近似方法和非近轴光线追迹方法研究了旋转双棱镜指向系统的光束指向机制,由两棱镜的旋转角度推算出了出射光束指向的解析公式.对比分析了两种方法的研究结果并设计旋转双棱镜光束指向实验进行了验证.结果显示,非近轴光线追迹方法能准确地描述系统光束偏转机制,而传统的一级近轴近似方法的分析结果与实验值存在偏差,且光束的偏转角越大,偏转角的一级近轴近似解与实验值的差异越明显.当两棱镜旋转角之差为90.时,光束方位角的一级近轴近似解与实验值的差异最大.实验表明,对于大偏转角度旋转双棱镜光束指向系统,应采用非近轴光线追迹方法来探讨其光束偏转机制.     

五角棱镜的角度制造误差对波前测量的影响

从光学平行差入手,导出了有角度制造误差的五角棱镜的像方坐标系和作用矩阵,分析了角度制造误差引起的扫描激光束转向的波前误差,提出了调整五角棱镜的依据,有利于减小角度制造误差对大口径透镜望远镜波前测量的影响。     

俯仰扫描用反射棱镜由光学平行度误差带来的测角误差和双像差

本文推证了光线以任意角向楔形镜入射时，偏向角的计算公式。说明当光线通过反射棱镜时，由棱镜光学平行度误差带来的偏差角是随光线入射角的变化而变化的。从而推断，瞄准镜在利用棱镜做大角度的垂直旋转来实现视准轴俯仰扫描时，棱镜的光学平行度误差必然会带来视准轴的偏移，造成会随俯仰角变化的测角误差和双像差。进而对不同镀膜方式的俯仰扫描棱镜补偿调节双像差的原理，进行了分析讨论。推证了它们在补偿调节后的残余双像差的计算方法。说明虽然经过了补偿调节，但还需要对不同镀膜方式的棱镜附加不同的技术要求，才能将双像差控制在较小的范围之内。最后，对如何进一步采取措施来减小和局部消除这种双像差，进行了分析讨论。     

Wollaston棱镜偏振非正交对空间测角系统的影响

为了在一定平移范围内实现快速空间测角系统的测量功能,对一定入射及方位角的光束经过Wollaston棱镜后引起的两出射光束的偏振非正交及进而引起的系统测角误差进行了研究。首先,建立系统坐标系模型,采用光线追迹法,并利用坐标变化的方式,对任意入射角和方位角下Wollaston棱镜的偏振非正交进行了理论推导。接着,对偏振非正交与入射角的关系及它对系统测角精度的影响进行了Matlab仿真。仿真结果表明,随着偏振非正交及空间方位角的变大,系统测量误差变大,且Wollaston棱镜偏振非正交对系统测角精度的影响较大;当方位角为3°,偏振非正交为10′时,测角误差为30″。最后,通过分析偏振非正交的产生原因,改进了原有光源扩束系统,改善了偏振非正交对系统测角精度的影响,减小了测角误差。本文的研究成果对优化系统结构并进一步提高系统性能具有一定的指导意义。     

微分干涉相衬显微镜的原理分析(矢量法)

本文利用晶体内的法线面和光线面的方程式导出了光线通过Nomarski棱镜时的光线追迹公式。並用矢量分析的方法,导出由Nomarski棱镜产生的两个相干偏振分量在显微物镜像平面内形成微分干涉相衬像的数学表达式.     

大型望远系统波前检测中的波前误差修正

在大型望远系统的波前检测中,固定着五角棱镜的运动平台沿并非严格平面的导轨平台移动时,五角棱镜会发生微偏转产生扫描激光束转向的波前误差。用渥拉斯顿棱镜型双频激光干涉仪实时测量五角棱镜的运动误差,计算扫描激光束入射望远系统子孔径时的波前误差,修正此波前误差得到子孔径范围内望远系统自身的波前。     

快速空间测角系统中偏振棱镜消光比的影响

为了在一定平移范围内实现快速空间测角系统的测量功能,对一定入射及方位角的光束经过Glan-Taylor棱镜后导致的非均匀分布的消光比参数引起的系统测角误差进行了研究。首先,建立系统坐标系模型,采用光线追迹法及偏振光的琼斯矩阵描述方式,对格兰-泰勒棱镜消光比参数引起的测角误差进行了理论推导;接着,结合一定入射及方位角下非均匀分布的消光比参数,运用Matlab软件进行了仿真分析。最后,通过搭建实验平台,利用平移接收单元来模拟不同的入射方位及角度变化;根据实验值与仿真结果的对比分析,得出非均匀分布的消光比对测角精度的影响。结果表明,在一定的出射光范围内,入射角是影响消光比非均匀分布进而影响系统测角精度的主要因素,当方位角为90°时,系统测角误差较小;全方位角范围内系统测角误差随入射角的增大而显著增大,由此验证了理论分析的正确性。该研究成果对优化测角系统结构并进一步提高系统性能具有一定的指导意义。     

激光通信旋转双棱镜系统误差对指向精度的影响

分析了旋转双棱镜系统存在的误差源,根据误差源,采用光线矢量传播方法建立了光束指向模型,基于光束指向模型求旋转双棱镜系统出射光束指向偏差对系统误差的偏导数;在指向区域中,根据各个误差的测量精度分析误差对指向精度的影响。仿真计算结果表明,理论指向偏差最大值为0.362 0°,理论指向偏差均方根为0.047 0°;桌面实验结果表明,在99.54%的指向区域中,实验偏差最大值为0.356 3°,实验偏差均方根为0.023 3°,均小于仿真计算值。这一结果表明,本文对旋转双棱镜系统的误差分析较为准确,对旋转双棱镜平台的设计和补偿修正具有一定的参考价值。     

大口径精密光束扫描装置

高精度光束扫描、对准和跟踪是精密测控领域中的技术难点.基于棱镜偏摆角和光束偏离角存在百倍量级减速比的关系,提出采用级联正交偏摆双棱镜实现高精度光束扫描方案,并完成装置的研制,实现了大范围内精确控制光束偏转的要求.介绍装置的主要工作原理,给出设计指标和计算结果,接着介绍装置的机械结构、控制系统以及集成设计,分析前后棱镜变形和振动模态等问题,最后对装置进行试验标定.结果表明,扫描光束的俯仰角和方位角范围均达到1400 (rad,光束的扫描精度优于0.8 (rad,满足设计要求.装置的研制对于解决高精度的光学动静态跟瞄具有重要的工程意义.     

无人机滑跑线性化建模与增益调节纠偏控制

由于无人机的三轮滑跑阶段是整个飞行过程最容易出问题的环节,本文对前三点式无人机地面滑跑进行建模并研究了前轮转向纠偏控制方法。首先,分析了无人机三轮滑跑阶段的受力情况;考虑发动机扭矩、推力偏心及停机角对模型的影响,建立了无人机地面三轮滑跑非线性数学模型;然后,利用小扰动原理在合理简化的前提下将非线性模型线性化,分别推导了前轮转角为输入,偏航角速度、偏航角、侧偏距为输出的传递函数,设计了三回路增益调节前轮转向纠偏控制律;最后,通过滑跑试验进行了验证。试验结果表明：在初始航向偏差为3°,初始侧向位置偏差为0.2 m的情况下,无人机由静止滑行至速度为32 m/s过程中的最大侧偏距为0.3 m,最大偏航角为4.5°,并且对不大于4.6 m/s的侧风干扰有较好的抑制作用,对跑道路况、轮胎侧偏刚度及轮胎弹性等不确定因素的影响有较好的鲁棒性。该设计已成功应用于某无人机。     

分布式电动汽车附加横摆力矩研究

为提高分布式电动汽车在高速转向工况下的稳定性,针对分布式双电机后驱系统进行转矩分配研究。根据横摆力矩得到汽车转向时左右驱动轮驱动力矩,再对横摆角速度、质心侧偏角与附加横摆力矩关系加以分析,得到横摆角速度误差值及质心侧偏角误差值,并以两个误差值为双输入,附加横摆力矩为单输出,进行模糊控制,并对附加转矩施加至左右驱动轮的方式进行判断。利用Carsim软件与Matlab/Simulink软件联合仿真对结果进行验证,结果表明:经过模糊控制及输入判断的附加横摆力矩施加到驱动轮后,使得分布式电动汽车在高速转向工况下拥有良好的稳定性。     

Measurement of multi-degree-of-freedom error motions of a precision linear air-bearing stage

This paper describes the measurement of straightness error motions (vertical straightness and horizontal straightness) and rotational error motions (pitch, yaw and roll) of a commercial precision linear air-bearing stage actuated by a linear motor. Each of the error motions was measured by two different methods for assurance of reliability. The stage was placed in the XY-plane and moved along the X-direction. The pitch error and yaw error, which were measured by an autocollimator and the angle measurement kit of a laser interferometer, were about 8.7 and 1.6 arc-s, respectively, over a travel of 150 mm with a moving speed of 10 mm/s. The roll error was measured by the autocollimator through scanning a flat mirror along the X-direction. The second method for roll error measurement was to scan two capacitance-type displacement probes along the flat surface placed in the XZ-plane. The two probes with their sensing axes in the Y-direction were aligned with a certain spacing along the Z-axis. The roll error can be obtained by dividing the difference of the outputs of the two probes by the spacing between the two probes. The roll error was measured to be approximately 11.8 arc-s over the 150 mm travel. The horizontal straightness error and the vertical straightness error (Y- and Z-straightness errors) were measured by using the straightness measurement kit of the laser interferometer. The second method for straightness measurement was to scan the flat surface with a capacitance-type displacement probe. The horizontal and vertical straightness errors of the stage over the 150 mm travel were measured to be approximately 207 and 660 nm, respectively.     

风力机动态偏航时对风轮气动性能影响的数值模拟研究

本文是对动态偏航风力机输出功率和风轮表面的压力分布进行了研究。以某S翼型风力机叶片为研究对象,采用有限元方法,模拟叶片在额定工况下以10°/s的旋转速度从正对来流风开始顺时针匀速偏转30°。在动态偏航过程中取10°,20°两个偏航角位置时的风轮表面气动力及5°,10°,15°,20°,25°,30°六个偏航角下风轮的输出功率分别进行气动力及输出功率对比,结果发现:同一偏航角下,风力机动态偏航时,三支叶片间存在不平衡气动力;同一偏航角同一叶片相同径向位置,风轮动态偏航时压力面与吸力面的压强差小于风轮静态偏航时压力面与吸力面的压强差。风力机发生动态偏航时,风力机受气动力变化幅度较大,输出功率会较大波动。     

Reynolds number effects on the non-nulling calibration of a cone-type five-hole probe for turbomachinery applications

The effects of Reynolds number on the non-nulling calibration of a typical cone-type fivehole probe have been investigated for the representative Reynolds numbers in turbomachinery. The pitch and yaw angles are changed from −35 degrees to 35 degrees with an angle interval of 5 degrees at six probe Reynolds numbers in range between 6.60 × 10³ and 3.17× 10⁴. The result shows that not only each calibration coefficient itself but also its Reynolds number dependency is affected significantly by the pitch and yaw angles. The Reynolds-number effects on the pitchand yaw-angle coefficients are noticeable when the absolute values of the pitch and yaw angles are smaller than 20 degrees. The static-pressure coefficient is sensitive to the Reynolds number nearly all over the pitch- and yaw-angle range. The Reynolds-number effect on the totalpressure coefficient is found remarkable when the absolute values of the pitch and yaw angles are larger than 20 degrees. Through a typical non-nulling reduction procedure, actual reduced values of the pitch and yaw angles, static and total pressures, and velocity magnitude at each Reynolds number are obtained by employing the calibration coefficients at the highest Reynolds number (Re=3.17×10⁴) as input reference calibration data. As a result, it is found that each reduced value has its own unique trend depending on the pitch and yaw angles. Its general tendency is related closely to the variation of the corresponding calibration coefficient with the Reynolds number. Among the reduced values, the reduced total pressure suffers the most considerable deviation from the measured one and its dependency upon the pitch and yaw angles is most noticeable. In this study, the root-mean-square data as well as the upper and lower bounds of the reduced values are reported as a function of the Reynolds number. These data would be very useful in the estimation of the Reynolds-number effects on the non-nulling calibration.     

双PSD实现长直导轨四自由度测量的新方法

介绍基于双PSD实现大长度宽范围直线导轨俯仰角、偏摆角以及空间二维直线度等四个自由度在线测量的新型方法,对其测量原理进行了分析和验证,并建立求取长直导轨俯仰角、偏摆角的数学模型和基于激光空间偏角修正基础上的二维直线度的数学模型;讨论影响测量过程的各种因素,提出消除其影响所应采取的措施。     

涡轮叶片三维叶尖间隙光纤检测系统

航空发动机涡轮叶片叶尖间隙呈三维变化特点,传统光纤式叶尖间隙检测系统的测量结果受维间耦合影响精度差,信息源单一。本文利用一种沿直角等腰三角排布的三路双圈同轴式光纤传感基元组成的传感探头,通过BP神经网络解耦方法,实现了从传感器输出到叶尖端面径向间隙、轴向倾角和周向倾角三维参量的解耦。设计加工三维测量光纤传感器和后续调理电路并对检测系统进行了静、动态实验验证。实验结果表明:该系统径向间隙静态测量的最大误差为47μm,标准差为10μm,轴向和周向倾角的静态测量最大误差分别为0.49°和2.32°,标准差分别为0.13°和0.36°。系统具有良好的重复性和可靠性,径向间隙的动态测量标准差小于18μm,轴向和周向倾角的动态测量标准差小0.2°和0.5°,能够满足航空发动机涡轮叶片叶尖间隙三维参量快速实时检测的需求。     

弹性球状小磨头加工WolterⅠ型掠入射反射镜的去除函数

提出用弹性球状小磨头以旋进方式加工WolterⅠ型反射镜的柱面内表面,根据Preston方程、Hertz接触理论和掠入射反射镜特殊的柱面结构,推导出基于旋偏动模式的磨头去除函数理论模型。实验结果表明,理论去除函数曲线与实验曲线的均方根距离偏差σ为0.101 22 μm,偏差比值κ为9.8%。分析验证了不同旋偏角对去除函数的影响并与理论模拟结果进行了比较。结果显示, 随着旋偏角的增大,最大去除值位置逐渐向y轴正方向偏移。不同的旋偏角,最大理论去除深度与最大实际去除深度的均方根偏差为0.201 μm;最大理论去除位置与最大实际去除位置的均方根偏差为0.255 mm。旋偏角越大,材料去除量就越多,去除函数也越显对称。实验结果很好地验证了去除函数理论模型的准确性,该模型可指导WolterⅠ型掠入射反射镜的加工,实现确定性材料去除。