气囊缓冲飞行器模型着陆特性的试验研究

实验研究了两种飞行器模型的着陆特性.模型着陆应用气囊系统衰减着陆冲击载荷.实验模拟着陆的垂直速度为2～6m/sec,水平速度0～4m/sec,着陆姿态范围-19.5°～+19.5°,测定了飞行器模型的加速度和稳定性.结果表明,峰值加速度随垂直着陆速度的增加而增加,且舱体模型的加速度高于弹体模型的加速度,着陆姿态和水平速度对稳定性有显著的影响.     

货台着陆峰值加速度影响因素灵敏度分析

结合货台空投系统着陆缓冲过程动态模拟,采用正交试验设计方法及其统计分析方法,进行货台的5个状态因素（垂直着陆速度、水平纵向速度、水平横向速度、货台纵向姿态角以及货台横向姿态角）及其交互作用对货台着陆峰值加速度影响的灵敏度分析,试验结果表明,垂直着陆速度是峰值加速度最主要的影响因素,水平速度和着陆姿态的影响不显著。     

12000吨热模锻压力机生产线机械手

该机械手是我国自行设计研制的第一台国内最先进的多自由度球坐标热模锻压力机机械手，用于12000吨热模锻压力机生产线的1600吨液压校正机上。该机械手的技术指标为：1·抓取重量60～120kg2．夹甜头水平移动最大行程2m3．夹钳头旋转角度90°4．夹钳臂水平旋转角度90°5．夹钳臂俯仰角度10°6．夹甜头水平移动最高速度2m／sec7.定位精度±0.5mm8．夹钳臂水平（纵向）定位可调锻造生产用机械手，使用环境恶劣，抓取重量大，工作速度高，冲击大。该机械手采用了高速高精度运动机构、强力滚动导轨、多速可变液控回路、液压缓冲反靠定位等技术，…     

运动加速度在线估计的非线性惯性航姿算法研究

稳定精确姿态估计是无人飞行器自主控制的关键。利用MEMS惯性测量组件作为测量传感器的惯性航姿系统以其完全自主的优势,成为当前无人飞行器姿态估计的必备系统。微小型无人飞机器姿态模型是典型的高阶非线性系统,针对传统的EKF、UKF等非线性滤波算法计算复杂度高、精度差的问题,建立了非线性航姿系统模型,并提出了基于非线性滑模滤波器的航姿算法。同时,针对传统航姿算法无法估计运动加速度的问题,基于微小型无人飞行器运动特性提出了运动加速度在线估计算法,实现了运动加速度的实时估计。通过跑车测试和飞行测试证明所提算法在无GPS辅助情况下能精确估计载体运动姿态和运动加速度,加速度估计精度0.15 m/s~2,姿态估计精度达到1°。     

基于Lyapunov指数法的四旋翼飞行器运动稳定性分析

针对"四旋翼飞行器在相对复杂的近地空间,容易受到气流扰动,而出现抖动和失控等运动稳定性"问题。采用Lyapunov指数法对四旋翼飞行器运动稳定性开展研究:首先,利用欧拉-庞卡莱方程建立此飞行器的动力学模型,进而分析得到系统结构参数与稳定性之间的量化关系;其次,利用Lyapunov指数分析法进行稳定性分析。先进行Lyapunov指数计算,并对影响Lyapunov指数的主要参数进行分析,计算飞行器在起飞和着陆阶段对应姿态的Lyapunov指数谱,结果得到起飞阶段的稳定性比着陆阶段的稳定性好。最后,针对四旋翼飞行器在着陆阶段稳定性较差的情况,通过改变旋翼与机体中心距L的数值,可以提高其运动稳定性能。     

基于改进 ESKF 的植保无人机时延位姿补偿算法

为解决全球导航卫星系统和惯性测量单元融合时间不同步问题,提高植保无人机位姿估计精度,本文根据植保无人机 大惯性、强振动的特性提出一种基于改进误差状态卡尔曼的时延位姿补偿算法。 首先对名义状态变量线性预测,引入渐消因子 提高强振动环境下的系统稳定性;接着采用互补滤波对角速度补偿,对姿态误差状态变量修正;最后结合测量的延迟时间,使用 互补滤波外推数据,提高大惯性特性下的速度位置精度。 实验结果表明,相较于误差状态卡尔曼算法,横滚角和俯仰角均方根 误差减少 0. 266 9°和 0. 241 4°,偏航角均方根误差减少 0. 076 4°;正常航迹植保作业下,东北天方向速度均方根误差减少 0. 210 5、0. 184 9、0. 238 8 m/ s;东北天方向位置均方根误差分别减少 0. 21、0. 19、0. 23 m,有效提高位姿估计精度。     

三视场红外地球敏感器导航算法数值分析及实验研究

红外地球敏感器广泛运用空间飞行器,尤其是在地球轨道附近。目前最新的静态地球敏感器使用焦平面探测器来覆盖整个地球红外辐射圆。若面向飞行在70km-100km处的临近空间飞行器,他们就需要有很大的视场(>120°)且相对分辨率很低。本文针对临近空间飞行器的天文导航运用,采用线阵CCD作为探测器,设计了一个三视场红外地球敏感器。他们按照二维角度均匀分布以确保每个光学头能够均匀的指向地球红外辐射圆上。每个CCD覆盖20°以便能够精确地分辨地球辐射和空间的边界点。综合考虑地球辐射模型和地球扁率等因素,利用地球敏感器观测的向量可以获得地心矢量和飞行高度。以70-100km飞行高度为示例,建立相应的数学模型,同时提出了相应的姿态和高度确定算法并进行了仿真。综上述分析,研制了一套三视场地球敏感器原理样机并进行相关测试。仿真和实验结果表明：高度测量精度优于200m,姿态测量精度优于0.002°。     

基于时间序列和积分控制的姿态融合算法研究

四旋翼或多旋翼飞行器环境适应能力强、机械结构简单、操控灵活、飞行稳定,应用广泛。其核心算法包含姿态融合算法和飞行控制算法。为估算飞行器最优姿态,提出一种融合闭环控制和时间序列预测法的加速度传感器数据和陀螺仪数据融合的算法。该算法采用时间序列预测法估算加速度传感器、陀螺仪误差,积分控制器修正陀螺仪漂移误差。通过理论分析、MATLAB仿真、四旋翼飞行器实验平台验证,该姿态融合算法对于估算飞行器姿态具有较快的收敛速度和较高的精度,其角度误差、角速度误差极小。     

高精度海洋观测浮标运动测量系统设计与试验

海洋浮标受海洋动力环境影响产生运动,会对平台及仪器的可靠性产生影响,甚至会导致测量误差,影响海洋观测浮标 工作安全性和数据质量,因而浮标运动姿态的精确测量研究具有重要价值和意义。 本文通过搭建微型惯性测量单元(MIMU) 与全球导航卫星系统(GNSS)结合的硬件系统,获取浮标运动姿态相关数据,并采用载波相位平滑滤波模型进行数据预处理,融 合最小二乘降相关算法(LAMBDA)解算浮标姿态数据,获取高精度动态浮标姿态。 经过摇摆台模拟比对实验,系统姿态角均方 根误差小于 0. 5°,水平速度均方根误差小于 0. 05 m/ s。 通过实际海试实验,尤其是台风过境期间系统的测试结果,证明该系统 工作稳定可靠,无数据发散现象,整体有效数据达到了 95% 以上。     

基于VPT高速电梯性能分析及动力学参数优化

高速电梯在水平和垂直方向的振动是影响舒适感的主要因素。为了提高舒适型并缓解振动和冲击对电梯内部仪器的影响,对电梯振动的动力学参数进行了优化。通过虚拟样机技术(virtual prototype technology,简称VPT)在虚拟样机中完成对高速电梯运行过程中速度和加速度的仿真分析;运用灵敏度分析法,分别通过固有频率分析和信号频域分析对影响电梯系统垂直和水平方向的振动动力学参数进行了优化。仿真结果显示,优化后的电梯系统垂直方向的振动加速度由原来的1.12m/s2降为1.04m/s2,轿厢水平方向的振动加速度小于0.1m/s2,使垂直和水平方向的振动加速度最大幅减小,提高了电梯的乘坐舒适感,为高速电梯系统的优化设计与研发提供一条有效途径。     

基于VPT高速电梯性能分析及动力学参数优化

高速电梯在水平和垂直方向的振动是影响舒适感的主要因素。为了提高舒适型并缓解振动和冲击对电梯内部仪器的影响,对电梯振动的动力学参数进行了优化。通过虚拟样机技术(virtual prototype technology,简称VPT)在虚拟样机中完成对高速电梯运行过程中速度和加速度的仿真分析;运用灵敏度分析法,分别通过固有频率分析和信号频域分析对影响电梯系统垂直和水平方向的振动动力学参数进行了优化。仿真结果显示,优化后的电梯系统垂直方向的振动加速度由原来的1.12 m/s2降为1.04 m/s2,轿厢水平方向的振动加速度小于0.1 m/s2,使垂直和水平方向的振动加速度最大幅减小,提高了电梯的乘坐舒适感,为高速电梯系统的优化设计与研发提供一条有效途径。     

空天旅行舱着陆系统刚柔耦合动力学仿真

研究了空天旅行舱的着陆性能,针对其着陆系统的着陆过程进行了动力学仿真并分析其着陆时的动力学响应。以刚柔耦合动力学理论为基础,采用多体动力学软件和有限元分析软件建立了空天旅行舱着陆系统的刚柔耦合动力学模型,重点研究了着陆地面土壤摩擦系数、着陆水平姿态角以及水平着陆速度等参数对空天旅行舱着陆系统着陆性能的影响,结果表明这些参数对空天旅行舱的过载、行程以及着陆稳定性都有不同程度的影响,从而为空天旅行舱的着陆系统设计提供了有价值的参考。     

飞行器机动飞行时等速发动机转子的动力学特性研究

建立了飞行器内单盘Jeffcott转子系统的动力学模型，研究了飞行器的飞行速度和加速度变化对飞行器内等速运行转子振幅响应曲线的影响，模拟了飞行器在垂直平面作正弦曲线飞行动作时转子的振幅响应。研究结果表明，大多数飞行动作包括速度改变、加速度改变等都会使飞行器中等速运行转子的振幅响应曲线出现明显的变化，当飞行器在垂直平面作正弦曲线飞行动作时转子系统的响应明显受到飞行规律的影响。飞行器的动作幅度和动作周期不同，飞行器内等速运转转子的振幅瞬态响应完全不同。     

不同冲击条件对机身结构适坠性的影响

针对某型飞机FS380到FS500确定机身段,研究了不同冲击条件对机身结构动态响应特性的影响。建立了机身试验段的等比简化有限元模型。分析了0滚转角、带有10°左滚转角以及带有纵向加速度的情况下,垂直坠撞速度v=9.133 m/s时的冲击特性。对比分析了各种情况下机身框段的变形情况和座椅位置处的加速度-时间历程曲线。结果表明:冲击条件的改变会对机身结构的变形以及座椅处加速度的变化产生影响:左滚转角的出现会改变机身的变形量以及峰值加速度的出现时间,纵向冲击的加入会增加地板的变形量但会有限地减小座椅处的峰值加速度,采用合适的应急着陆方式能提高飞机的耐坠毁性能。     

飞行器姿态对空间相机像移补偿的影响

为了实现高精度的像移补偿,通过分析飞行器姿态对像移补偿结果的影响,提出空间相机对飞行器姿态精度的要求。首先,根据调制传递函数对像移匹配特性的要求进行分析,确定允许的像移匹配误差。然后,用蒙特卡洛法（即统计试验法）对像移速度误差进行分析和计算。最后,确定满足空间相机像移补偿要求的姿态精度。通过计算得出,满足96级TDI-CCD像移匹配误差要求的飞行器指向精度应优于0.1°,姿态稳定度应优于0.005°/s。方法简单,易于实现,适用于空间相机像移补偿系统的研究。     

一种折叠翼飞行器离筒性能分析

针对折叠翼飞行器发射离筒瞬间姿态变化及折叠翼机构展开性能问题,对影响飞行器离筒性能的主要因素进行了研究,对飞行器离筒过程进行了受力分析,分析了影响飞行器离筒性能的主要因素,建立了飞行器离筒过程理论模型和ADAMS仿真模型,对飞行器离筒过程中低头角变化、离筒时间、离筒速度、离筒最大应力、折叠翼机构展开时间和折叠翼展开同步性等参数进行了计算;对比分析了两种方法所得计算结果;分析了发射角对飞行器离筒过程中低头角和接触力的影响。研究结果表明,两种计算方法计算结果误差在5%以内,可以相互验证;水平发射时飞行器离筒低头角为0.49°、离筒时间为163 ms、离筒速度为14.12 m/s;随着发射角的增加飞行器离筒低头角减小,离筒过程最大冲击力减小;计算结果为飞行器发射性能提供了理论依据。     

高帧频电视跟踪器

本文介绍了高帧频电视跟踪器的原理及单元电路,提出了一种快速求目标重心的方法。目标重心位置与系统复合光轴的误差脱靶量在场扫描结束后0.1ms的时间内实时输出,采用此跟踪器后.子系统的跟踪精度在最大加速度为20°/s²最大速度为20°/s时可达到20”～30”。本文的最后给出了实验结果。     

QLY25型全液压轮胎式起重机的改进

通过对QLY2 5型全液压轮胎式起重机的使用 ,与现有的住友UC - 2 5轮胎式起重机的比较 ,发现该机还存在诸多不足 ,例如 :带载两项动作联合操作时运转速度慢和常用幅度下的常用负荷吊载能力不足等。1　QLY2 5与UC - 2 5轮胎式起重机的比较　　 ( 1)工作速度的比较QLY2 5型轮胎式起重机的起升速度为 10 4m/min ,臂架仰角在 4 0°～ 60°之间的变幅速度为 2 4s ;UC2 5型轮胎十起重机的起升速度为 2 3 7m/min ,臂架仰角在 4 0°～ 60°之间的变幅速度为 15s。( 2 )吊重的比较将 2台不同型号的轮胎式起重机起吊相同重量的物品 ,增幅运转 ,…     

Hex-Rotor无人飞行器及其飞行控制系统设计

提出了一种Hex-Rotor无人飞行器以克服现有多旋翼飞行器的欠驱动和强耦合特性对其飞行控制效果的影响,利用6个旋翼独特的结构配置来保证飞行器独立控制空间六自由度的能力。介绍了这种新型飞行器的结构特点并建立其动力学模型,引入滤波反步法与自抗扰算法设计了具有双环并行结构的飞行控制系统,在数字仿真中实现了飞行器的空间六自由度独立控制并克服了未知外部扰动以及模型不确定性带来的影响。结果显示,原型机试飞实验中,飞行器的水平位移跟踪误差不超过±4m,高度误差不超过±3m,姿态角误差不超过±0.05rad,均保持在传感器的测量误差范围内,飞行器较为准确地跟踪了期望指令。仿真和实验结果证明了该新型Hex-Rotor飞行器具有期望的六自由度独立控制能力,建立的数学模型准确,设计的飞行控制系统能够实现轨迹与姿态跟踪飞行。     

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。