当采用多个数控定位器对飞机机身进行支撑和定位时,由于重力载荷等因素的影响,机身会产生变形,而机身的变形可能导致装配过程中对机身制造和装配准确度的误判.为了保障飞机的整机装配质量,需要给出合理的机身支撑点数量和位置.根据某大型飞机的全机对接装配问题,建立机身的有限元模型,研究了不同支撑条件下飞机的变形性态,分析了定位器的数量、布局以及工艺接头的安装位置等因素对机身变形的影响,结果表明：当机身姿态角度参数由0°变化到10°时,机身测量点平均误差值由0.641 0 mm变为0.910 0 mm,而测量点最大误差值变化并不明显;当工艺接头安装角度由 0°变化到15°时,机身测量点平均误差值由0.910 0 mm变为1.216 2 mm,测量点最大误差值由2.803 4 mm变为3.122 9 mm；机身分别采用三点支撑（1、2号支撑框位）,四点支撑（1、3号支撑框位）和六点支撑时,测量点平均位置误差分别为1.567 6、0.690 0、0.458 1 mm,测量点最大空间位置误差分别为2.738 8、1.228 1、0.874 9 mm,根据计算结果和机身装配工艺要求,最终确定机身采用六点支撑.
为了降低光纤陀螺的成本,提出一种采用时分复用方法的干涉型双轴光纤陀螺仪方案.通过在单轴光纤陀螺结构中增加2个耦合器和1个光纤环,得到复用双轴光纤陀螺的结构.由于不同长度光纤环的渡越时间不同,在合理设计2个光纤环长度比的条件下可应用时延差分调制方法,可以从调制周期中不同阶段的干涉强度信号中分别得到2个轴的角速率信息.基于上述方案制作了实验样机,对系统的功能和静态性能进行验证测试,结果表明：该方案样机角度随机游走优于0.05°/h1/2,零偏稳定性优于0.85°/h.此双轴系统将每轴角速率的成本约降低了原来的50%.
采用广义回归神经网络（GRNN）对3种直升机旋翼故障（配平调整片误调、变距拉杆误调、质量不平衡）进行识别.采用三层网络分别识别旋翼故障的类型、位置和程度.网络训练集和测试集采用基于耦合的旋翼机身仿真结果（包含故障旋翼响应、桨毂载荷、机身振动水平）.为提高网络泛化能力,在仿真结果中添加了噪声.结果表明：1）训练好的GRNN能从包含噪声的直升机响应中对故障做出识别,使用仿真数据训练的GRNN可用于旋翼健康和使用监测系统(HUMS)的开发；2)使用包含噪声的数据训练网络能显著提升GRNN的泛化能力；3）合理选择网络扩展常数对于预测准确性非常重要.
针对高精度应用中光纤陀螺输出随机游走限制系统性能的问题, 通过选择合适的偏置相位,对光纤陀螺随机游走进行了优化.选取一组偏置相位序列,采集该组偏置相位序列下光纤陀螺系统的探测器输出,根据电子加性噪声、散粒噪声和光源相对强度噪声等影响光纤陀螺输出随机游走的主要噪声源的噪声特性,通过拟合方法实现3种噪声源的分离,结合理论推导得到最佳偏置相位和最佳噪声抑制比,从而使系统输出的随机游走系数最小.对光纤陀螺系统在最佳偏置相位和常规偏置相位处分别进行静态测试,测试结果表明：采用最佳偏置相位可将光纤陀螺的随机游走系数降低约50%,符合理论分析和计算结果.提出的光纤陀螺最佳偏置相位的拟合测试方法能获得与系统匹配的最佳偏置相位,满足工程实践的需要.
为了研究高速列车弓网受流特性,考虑受电弓平均稳态与非稳态气动力影响,基于受电弓的非稳态空气动力学模型,采用均匀来流假设,运用计算流体力学(CFD)方法得到受电弓各部件的气动升阻力.将非稳态气动力时间平均，得到平均稳态气动力,并将具有一定脉动的受电弓非稳态气动力及平均稳态气动力分别加载至弓网动力学模型中,对比了2种气动力加载情形下弓网动力学. 仿真结果表明:在受电弓三质量块模型下,受电弓平均稳态与非稳态空气动力学对弓网受流的影响差别不大.进一步从受电弓非稳态气动力激励的振幅与频率两方面研究了其对弓网受流的影响,当外部激励振幅较大或频率与弓网系统频率接近时,弓网受流特性会受到显著影响.研究结果为将来考虑非均匀来流、横风等复杂气动条件下的弓网受流特性研究提供了基础.
为了提高基于磁强计和微电子机械（MEMS）陀螺的微小卫星定姿系统的精度,提出在无姿态信息时仅依靠三轴磁强计以及MEMS陀螺的测量信息来实时标定磁强计以及MEMS陀螺的算法.该策略采用无迹卡尔曼滤波（UKF）算法,将磁强计的偏置、刻度因子与非正交误差矩阵以及MEMS陀螺漂移作为状态向量,通过建立基于三轴磁强计及其惯性坐标系磁场矢量的观测方程,以及相应的微分测量方程,实现三轴磁强计与MEMS陀螺的在轨标定.仿真结果表明：通过标定后,磁强计的三轴偏置估计误差均优于0.02 mG,刻度因子与非正交误差矩阵的六要素估计误差均优于1×10-4,而MEMS陀螺三轴漂移估计误差分别为1.5°/h、0.45°/h和0.94°/h,从而验证了本策略的可行性.
针对国际上现有皮卫星分离机构存在的不足,提出采用切割器解锁、弹簧驱动、导轨限位、凸轮控制星体开始运动的时刻、锁紧轴锁紧和自带供电系统的“笼式”新型分离机构.这种结构大大降低了对星体的设计约束,避免了星体和舱门之间的碰撞和刮擦,降低了对火箭的依赖,大大提高了搭载的可能性.从分离机构的设计、分离过程理论计算以及试验验证等方面对分离机构进行了研究.仿真分析及试验结果表明：该设计能够完全满足分离机构质量、分离速度、轴向和横向过载、基频的要求,为后续分离机构的进一步研制提供了参考.
以光纤Sagnac干涉仪为基础,利用其时延差分的调制特性,建立一套电光相位调制器半波电压的闭环测试方法,消除了由光强等低频波动引入的测量误差.设计相应的调制解调的闭环数字方程,完成了仿真实验.仿真结果表明：所设计的闭环方法能快速地追踪半波电压,其测量精度和系统的低频波动无关,测量精度受制于测试系统的宽谱噪声信号.搭建实验系统,实现闭环算法,相位调制器样品的半波电压测试结果表明：在200 Hz的测试频率下该实验系统的测量相对精度优于1.8×10-5,1 s平均测试的相对精度优于1.1×10-5,实验系统测量精度受限于被测相位调制器的温度敏感性和环境参数的稳定性.该测量方法能够精确测量高精度光纤传感系统中相位调制器的半波电压,也可应用于设计高精度的温度传感器.
