一种多核实时图像处理模块设计与实现

实时图像处理能力是嵌入式系统中影响系统性能的核心因素.为充分挖掘多核DSP性能,从计算机系统结构的角度出发,开展对多核DSP实时图像处理体系结构的研究,设计了一种基于TMS320 C6678的实时图像处理模块.采用FPGA进行实时图像的采集和缓存,利用四线RapidIO高速接口完成FPGA与DSP之间的数据传输,并设计了四级图像缓冲流水处理结构,实现了图像采集、缓存、处理和发送的并行进行.设计了一套基于数据块共享的实时图像处理多核协同处理机制,可以充分利用C6678八个核的优势,实现对图像的实时处理.     

仿生复眼测量系统中全景图生成的研究

模仿昆虫复眼结构形状,设计了一种仿生复眼测量系统.该系统由七个CCD摄像机按照复眼最小单元排列组成,利用多个DSP处理板对七路视频信号进行同步处理,模拟实现了复眼的功能.与传统的视觉测量系统相比,该系统具有更宽的视场和更高的运动灵敏度.本文利用改进的相关性方法实现视频图像的拼接,生成全景图,并提出了新的方法,较好地消除了因图像局部不齐和图像灰度不一致带来的人为拼接痕迹.     

基于DSP的无线图像传输系统

介绍一种基于DSP的嵌入式无线图像压缩及无线传输系统的设计与实现方法.系统采用JPEG国际标准.下位机实现图像采集、压缩以及图像数据无线传输;上位机接收图像数据并完成与PC机的通信.通过DMA在图像采集、压缩及数据传输中的应用,提高了系统的运行效率.     

基于FPGA＋DSP线性结构的某型飞机电子侦察视频处理系统

简要叙述了FPGA＋DSP的线性处理系统结构,并以此为基础结构,设计了一种飞机电子侦察视频处理系统,并说明了该视频处理系统的基本实现方法。     

基于DSP和FPGA的视频编码器协同设计与算法优化实现

采用DSP和FPGA协同技术设计实现了一个高性能的MPEG-4视频编码器。FPGA模块完成视频采集、YUV分离、数据I/O等功能,而使用DSP专一进行视频压缩编码。针对DSP片内资源特点设计了片内存储器数据分配方案,并根据该方案优化了MPEG-4视频压缩的数据流模式。提出了基于宏块空间复杂度的宏块类型判断算法,有效地降低了视频压缩算法的计算复杂度。测试结果表明,采用MPEG-4视频标准该视频编码器每秒能够压缩39.2帧CIF图像。     

面向GPU快速处理的地面材质数据压缩方法 陆巍巍 1,徐涛2,徐珂文 1

为解决雷达图像仿真中海量地面材质数据的存储和加载问题,采用基于自适应最大行程长度编码和修正 偶对的压缩算法进行材质数据的压缩,从而有效地减少了数据的存储量,消除数据传输的瓶颈,提高了数据传输的 吞吐能力。压缩算法面向 GPU快速处理,得到压缩数据适用于 GPU进行快速解压。     

面向GPU快速处理的地面材质数据压缩方法

为解决雷达图像仿真中海量地面材质数据的存储和加载问题,采用基于自适应最大行程长度编码和修正偶对的压缩算法进行材质数据的压缩,从而有效地减少了数据的存储量,消除数据传输的瓶颈,提高了数据传输的吞吐能力。压缩算法面向GPU快速处理,得到压缩数据适用于GPU进行快速解压。     

视频图像判读处理系统应用研究

本文描述了一种基于视频图像的分析处理系统,结合靶场应用工程实践,提出利用微机终端显示器作为像框坐标测量器,实现对靶场测量视频图像的判读处理。不仅具有丰富的数字图像处理功能,还可对原始图像进行像增强、亚像素等处理。     

SDRAM在机载显示系统中的研究应用

飞机座舱显示系统是航电电子系统的重要组成部分，在机载显示器实时视频图像处理中，通常都要对视频图像进行缓存，因此需要大容量的存储器。传统的SRAM由于成本高、速率慢，已经无法满足视频处理对存储器的要求，SDRAM速率快、容量大、体积小，是比较理想的器件。提出一种基于SDRAM的设计，在DVI视频处理电路中可以实现对1600×1200的视频做图像缓存处理，可以在航电显示系统中用于视频缩放、视频压缩、视频增强等。     

两种实时视频压缩算法DSP嵌入式框架方案比较

在DSP上实现中高分辨率的实时视频数据压缩系统,首先要解决的问题就是选择实现高效率的运行系统框架。本文介绍并讨论了两种适用于在TMS320DM642多媒体处理芯片上实现实时视频压缩算法应用的嵌入式软件实现框架,即TI公司推荐的RF5多任务参考框架和单任务框架。实验分析表明,两种框架的效能是相同的,单任务框架更适合于定制DSP压缩算法的实现与调试。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。