简介：文章从静力和动力学的角度简要回顾了关于沿内角的自发毛细流动研究的最近进展.作为一个通用几何形状,内角在地面微观尺度下或处于失重状态的航天飞行器系统内大尺度下为液体提供有效的输运通道.当一定的几何条件得到满足并且当毛细力远远大于体力比如重力的时候,沿着内角会发生自发毛细力驱动流动现象.从静力学的角度来说,本文讨论的自发毛细驱动流动和当特定的边界条件发生突然变化,比如重力作用突然消失时带有内角的容器内部单值有限高度的平衡自由面的非存在性有关系.Concus-Finn方法可以用来确定这样的平衡自由面在一个横截面处处一致的柱形容器内的非存在性.用这个方法可以推导出在失重状态下一个内角为2α的通常柱形容器里,当接触角小于π/2-α时,平衡曲面不存在.通常来说,沿内角的自发毛细驱动流动属于层流.利用尺度分析和摄动法,成功分析了该流动的动力学特性,并且推导出对设计有用的封闭形式的解析解.一个典型的结果是在黏性流的范畴里毛细面端点的移动和t~（1/2）成正比.

简介：为了最大限度克服微机电陀螺的两个模态的相互耦合作用,提高微机电陀螺的综合性能指标,采用国内现有MEMS标准工艺方法,设计和制作了一种高性能单晶硅对称解耦结构的线振动陀螺。采用对称结构形式和保证陀螺驱动和检测模态振型都是弯曲振动模式,易于模态匹配;由于采用驱动模态和检测模态结构解耦方式,从微结构设计上大大降低了正交耦合误差影响,使陀螺具有输出零位小、零偏稳定性好的优点。测试结果表明：初次加工的样机,在大气中驱动和检测模态固有频率分别在2430Hz和2580Hz左右,在150Hz带宽内具有0.1～0.5（°）/s的分辨率;随着加工精度的提高和检测电路的改进,该陀螺在大气中15Hz带宽内实现0.008（°）/s的分辨率,在真空状态下,这种高性能单晶硅对称解耦结构的线振动陀螺性能会有进一步的提高。

简介：基于超导的迈斯纳效应与超导量子干涉技术,结合柔性并联机构理论,设计一种基于超导的全张量重力梯度敏感头。敏感头采用6个完全相同的同时具有移动与转动自由度的敏感结构,对称的布置在正六面体外,对称面的两个敏感结构相对旋转90°成垂直状态。轴向间距使两个敏感结构直接测量重力梯度轴向分量,相互垂直使两个敏感结构既可以测量重力梯度交叉分量,也可以测量共模角加速度。利用超导线圈的电感变化响应质量块位移,进一步通过超导回路将其转变为磁场变化,并由超导量子干涉器进行检测。敏感结构采用8分支的柔性并联机构支承,构成空间对称的形式,可以实现对称的力学特性,保证各处的柔性铰链产生均匀变形,减少非对称的偏移,避免单一铰链的应力集中,具有沿轴移动刚度与绕轴转动刚度小、非设计的寄生误差方向刚度大的优势。在惯性系下的全张量重力梯度值可由坐标变换得到,可以预期得到1E的测量精度。

简介：针对光纤陀螺专用开关电源集成化,分析了PWM波形变化以及开关频率引起的噪声对陀螺精度的影响.测试结果表明:对零漂为0.3(o)/h的中精度陀螺,开关电源噪声对陀螺精度没影响.

简介：利用全流向十七孔压力探针，测量了你=1.5x105与你=3.0x105(基于锥体底面直径），攻角为0°,锥角为60°的圆锥体后流场速度与压力分布，并用烟线法进行了流场显示对比，得到了所述两种来流条件下锥体后流动速度场与压力场的详细实验测量数据.对速度与压力分布特征进行相关分析后，得到了两种来流条件下流场涡量.与耗散熵产Sf云图.同时发现在两种来流条件下，锥体后流场可明显划分为3个区域.轴向速度R沿锥体轴线分布规律非常相似，均存在3个低速极值点，且锥体后流动驻点位置静压力均基本等于环境静压力.

简介：利用粒子成像测速技术（particleimagevelocimetry,PIV）,在水槽中探究缝隙对圆柱流场结构的影响,应用频谱分析和本征正交分解（properorthogonaldecomposition,POD）方法,研究了开缝圆柱流场相干结构.实验Reynolds数范围内,缝隙的“吹吸”作用从根本上改变了圆柱绕流近区尾流结构,前6阶模态形态是流场中最主要的相干结构.第1,2阶模态形态控制着圆柱绕流流场涡街相继脱落过程,1或2阶模态系数为尾迹涡的固有频率;第3,4阶模态形态控制着脱落旋涡沿流向方向能量运输;第5,6阶模态形态中的同向涡旋结构作用于旋涡缓慢脱离柱体这-过程,并对旋涡能量起着衰减作用.

简介：为了满足高温燃气流动研究的需求,提出了一种新的实验装置——爆轰波风洞.该风洞基本原理是利用高压气体驱动爆轰波后高温气体,为其提供消除Taylor稀疏波的运动边界条件,使爆轰波后气流保持均匀恒定所需状态.在结构布置上,爆轰波风洞与激波风洞类似,因此很容易利用激波风洞实现爆轰波风洞的运行模式,但两者的流动过程和参数间关系有明显的区别.首先理论分析了爆轰风洞流动过程并得出参数间关系,而后据此开展了实验验证.理论和实验结果表明该装置可以产生多种类型、不同状态的高温燃气,并可实现对燃气状态的准确控制.该装置实验能力和应用范围还能进一步扩展.

简介：提出一种用MEMS（微机电系统）惯性元器件（微机械陀螺和加速度计）代替传统的惯性元器件组成惯性辅助导航系统这种新方法，提供给EOANS（光电测距系统）所需要的导航参数，用于进一步的测距计算。由于MEMS系统本身的结构特点，这种新的测距系统体积小、造价低，能够广泛应用于制导等领域。文中最后还给出了仿真试验的数据，结果表明该方法能保证整个测距系统的可行性。

简介：半球谐振陀螺是一种具有广阔应用前景的高精度陀螺.由于制造工艺和装配过程中的因素,其结构难免会出现误差.根据闭环检测机理,推导出结构误差的数学表达式,分析了它对测量结果的影响,这对于编制软件算法以补偿结构误差具有一定的指导意义.

简介：针对线性高斯系统的平滑问题,分析了RTS固定区间平滑与双滤波器固定区间平滑两种算法,提出了一种滤波存储数据更少的RTS平滑新算法.结合平面内的运动追踪问题,基于二维CWPA模型,仿真分析了卡尔曼滤波、RTS固定区间平滑以及双滤波器平滑算法的估计性能.仿真结果表明,两种固定区间平滑算法的估计效果等效,精度均优于卡尔曼滤波,对于实际问题中固定区间平滑算法的选用具有一定的参考价值.最后,结合双滤波器结构提出了一种基于双平滑器的舰载武器惯导传递对准精度评估方法,结果表明新方法相比于单一的平滑算法,可以获取更优的综合平滑性能,特别提升了水平姿态对准误差的平滑估计性能.

简介：－静电陀螺（ＥＳＧ）工程化应用是国防科技及惯性测量迫切需要解决的问题，其支承系统（ＥＳＳ）的工程化是关键之一。本文利用高压支承变压器高频载波下付边电感与负载电容的谐振特性，设计并研制了有源谐振的ＥＳＳ。它有利于消除ＥＳＳ的起支击穿，系统功耗比原有的ＥＳＳ降低了５０％，系统动态指标优良。

简介：为了预测某导弹陀螺漂移趋势,以该陀螺漂移角速度时间序列为对象,建立了基于支持向量回归机的预测模型。针对该预测模型的特点,提出了支持向量预选取的模型优化方法。基于ε不敏感损失函数的支持向量回归机具有稀疏性,其结构由支持向量决定。因此从训练样本集中预选出有可能成为支持向量的样本,精简样本规模是提高该类支持向量回归机训练和预测效率的有效方法。针对该类支持向量回归机从分类和回归两个角度分析了支持向量的几何特征,提出了核函数空间免疫聚类的支持向量预选取方法并用于某导弹陀螺漂移预测模型的数据预处理。仿真结果表明优化后的预测模型运算量小、建模速度快,精度高。

简介：──本文通过对液浮陀螺及石英加速度计的误差分析，建立一种机载导弹动基座对准及校正的新数学模型，即利用大维数卡尔曼滤波器完成捷联惯性导航系统调平、对准及陀螺加速度计误差参数估计。理论分析与仿真结果表明，状态与偏差联合的卡尔曼滤波器，在满足一定条件情况下，具有较好的收敛性和稳定性。

简介：在干扰大的外界环境中,传统滤波法对组合导航系统进行状态估计的精度难以满足要求,为此提出了引入Elman神经网络.描述了它的状态估计的设计方法,对如何获取训练样本及网络的训练算法给予了详细的介绍,并把优化后的算法与原有方法进行仿真对比.最后以INS/GPS组合导航系统为例,分别用传统滤波法与Elman神经网络法进行状态估计.仿真结果证明了该法的有效性和实用性.

简介：气动声学的声比拟理论以密度、声压等标量为波动算子变量,建立非齐次波动方程,描述流体运动及与边界作用诱发声音的辐射,但标量无法直接描述声能量的传播过程和途径.在流体力学研究中,标量用于描述当前当地的物质状态,而矢量用于描述质量和能量的传输.借鉴上述思想,开展了矢量气动声学的研究,概述矢量气动声学的理论研究进展及应用,主要包括：（1）以声粒子速度为变量,采用声比拟理论的思想直接从Navier-Stokes方程出发推导建立了气动声学的矢量波动方程及两种频域解;（2）综合利用声压和声粒子速度的积分解,直接求解声源周围的瞬时和有功声强矢量场,直观显示声能量的传播途径,应用于旋转声源辐射声能量的传播分析,揭示了亚音速旋转声源辐射声能量的3种传播模式：螺旋模式、声学黑洞模式和R-A模式;（3）采用球谐级数展开方法建立旋转点/紧凑声源辐射噪声的声压和声粒子速度的频域解析解,在此基础上推导了声功率谱的频域解析解,建立了识别旋转叶片声源在空间域和频域分布特征的方法;（4）综合利用矢量气动声学方法和等效源方法,显示声源和散射边界周围声强矢量场的分布特征和能量传播途径,直接揭示了阻抗边界主要的吸声位置以及直接计算得到阻抗边界的吸收声功率.

简介：采用卡尔曼滤波方法进行动基座对准过程中,载体挠曲运动等因素会导致系统噪声、量测噪声的不确定性,即系统参数的不确定性。将多模型估计理论应用于捷联系统动基座对准过程中,可以有效抑制系统不确定性因素的影响。建立了捷联惯导系统误差模型和引入外部位置、速度信息的量测模型,针对对准过程中系统噪声和量测噪声不确定的情况建立了多模型自适应估计器。在同等条件下进行了单一模型对准和利用多模型估计理论进行对准的仿真比较,结果显示：基于多模型估计的对准完成后捷联系统具有更高的导航精度;由此说明,动基座对准过程中,系统参数不确定的情况下,多模型估计器有更好的适用性。

简介：在低成本MIMU/MR/GPS组合导航系统中,为了解决不同设备之间因接口不同而不能直接进行数据交互的问题,设计了一种专用接口板。该接口板选用FPGA作为核心的控制器件,并辅助以单片机PIC18LF6520和少量的芯片,为符合不同协议规范的多种设备间数据传输提供通道,在各种设备间架起一座通讯的“桥梁”。经过跑车实验,证明了该接口板性能可靠,功能强大,具有一定的通用性。详细阐述了该接口板的硬件设计思想和基本工作原理,给出了FPGA和PIC18LF6520的软件编程逻辑流程图。

简介：为了提高捷联惯导系统的对准精度和收敛速度，提出了一种基于Sage-Husa自适应滤波算法的初始对准方法。针对方位小失准角的情况，推导出精对准误差模型和自适应Kalman滤波方程。常规Kalman滤波算法，在噪声统计特性已知的情况下，使用比较方便；多数情况下，噪声统计特性是处于未知状态，从而引入自适应Kalman滤波算法。它利用观测到的数据自动进行噪声统计特性的在线估计和修正，使系统达到最佳的滤波效果。通过仿真验证，该自适应滤波算法有效地提高了收敛速度和对准精度。

简介：针对近圆轨道编队卫星,提出了一种仅需要地平仪两轴姿态测量的卫星自主相对导航滤波方法,利用星间相对测量与偏航姿态运动的弱相关性,解决了欠偏航量测下的相对位置估计以及三轴姿态确定问题。可观性分析证明了该方法的可行性及对编队构型参数的适应性。大量仿真表明,对于绕飞和伴飞构型,该方法均收敛,性能特性与理论分析一致。针对当前典型的地平仪与星间测量能力,相对位置滤波精度均优于2m（3σ）,绕飞构型偏航姿态精度优于1.0°（3σ）,伴飞构型偏航姿态精度优于0.5°（3σ）,是对中等精度编队卫星配置简化的有益探索。

简介：在外挂物投放过程中,载机对外挂物具有气动干扰效应,产生附加气动力.对于弹性机翼,在外挂物分离投放时,相当于给机翼一个初始扰动,机翼将发生弹性振动,该振动也会对外挂物带来气动干扰效应.通过耦合求解非定常N-S方程刚体六自由度方程和基于模态法的结构动力学方程,对考虑弹性变形的载机外挂物分离投放过程进行模拟,研究了弹性机翼对外挂物的气动干扰效应.研究结果表明：在外挂物分离初期,弹性机翼的干扰对外挂物气动力响应产生显著影响,机翼的主要结构模态频率决定了外挂物气动力的变化频率,并且由载机机翼动弹性变形引起的干扰气动力能占到外挂物总气动力的一半左右.