标准化参数定义方法及其工具设计

不同卫星任务的数据特点需要设计不同的遥测数据格式，造成不同卫星任务之间遥测数据格式难以复用，需要重复进行遥测数据格式设计、协调、测试、验证以及地面相应设备的开发和解析处理工作。为解决以上问题，基于包应用标准（PUS）、可扩展标记语言（XML）遥测遥控信息交换（XTCE）的描述方法和XML格式化数据单元（XFDU）的封装方法，提出了参数定义方法，实现了工程参数从类型、参数到数据格式的标准化定义，并设计相应的参数定义工具进行验证。工具可用于航天器设计阶段，设计标准化遥测数据格式及其描述和封装，便于异构系统之间的数据转换。同时也可以用于仿真、验证和任务执行阶段的工作。该方法有助于实现星上端按需、灵活定义数据格式，提升星载应对紧急、未知、非预期等情况时的自主能力。     

航天器遥测信息传递通用接口设计

针对国内各航天器研制方与测控中心在遥测信息处理传递过程中面临的设计不统一、结构不规范、处理周期长、交互难度大等问题,采用分层模型的遥测参数处理方案,设计航天器遥测信息传递通用接口。参照空间数据系统咨询委员会(CCSDS)的可扩展标记语言的遥测遥控信息交换(XTCE)标准,实现航天器遥测信息由顶层至底层、从总体结构到单个元素的规范设计。首先,建立通用规范的航天器遥测信息分层表示模型,明确航天器各分系统的分支节点;其次,详细定义航天器遥测元素标记,包括属性、可选属性、下属元素等;最后,实现了遥测信息传递通用接口软件。设计验证结果表明:航天器遥测信息传递通用接口可实现遥测信息从航天器研制方到测控中心的无损传递,提高航天器设计制造、测控管理和应用效能。     

融合北斗短报文与CCSDS标准的卫星遥测遥控数据系统设计

随着北斗系统全面建成,北斗短报文在我国卫星测控领域的应用逐渐展开。为了充分利用北斗短报文双向通信功能、保密性好、全球覆盖等特性,参考国际空间数据系统咨询委员会（Consultative Committee for Space Data Systems,CCSDS）的可扩展标记语言的遥测遥控信息交换（XTCE）标准,提出了融合北斗短报文与CCSDS标准的卫星遥测遥控数据系统设计方法。首先,分析了CCSSDS XTCE和北斗短报文的应用现状;其次,考虑到北斗短报文的容量限制,设计优化了卫星遥测遥控数据传输格式和内容;再次,针对北斗短报文传输特性,探讨了加密通信方法;最后,为保证遥测遥控数据传输的正确性与可靠性,设计了数据连续识别和丢包补发方法。结果表明,融合北斗短报文与CCSDS标准的卫星遥测遥控数据系统,可以为提高卫星的设计与科学使用提供参考。     

商业火箭遥测数据递归解析技术

商业航天具有任务周期短、型号迭代快、成本控制严等特点，对遥测数据处理提出了准备周期短、信息配置维护便捷的新需求。本文以“规则帧、混编帧、参数” 3类数据和“整理、解析” 2个过程为筋骨，构建递归解析数据处理模型，实现了商业火箭遥测数据处理逻辑规范、功能模块强内聚性的目标，解决了传统方法处理逻辑不清晰、信息配置复杂、数据利用效率不高的问题。理论分析指出，相较于传统方法，递归解析技术可有效减少描述遥测数据的要素个数，并在存在不完整全帧的情形下显著提高数据利用率，可替代传统方法更快速地完成商业火箭遥测数据处理工作。     

星箭分离后箭遥数据处理系统的软件设计与实现

星箭分离后末级火箭的爆炸造成大量的空间碎片,严重威胁载人航天等空间活动。解决措施之一就是末级火箭剩余燃料的排放。星箭分离后遥测数据处理的目的是监测分析末级火箭推进剂的排放过程。文中讨论星箭分离后火箭遥测数据的基本特点、星箭分离后火箭遥测数据处理软件各模块的主要功能,以及软件在实现过程中采用的关键技术,并对遥测处理结果数据的分析和拓展应用进行了阐述。     

基于翼伞回收助推器的遥控遥测系统设计

遥控遥测系统是翼伞回收助推器的重要组成部分,翼伞定点回收必须在回收过程中实时掌握助推器的各类遥测参数,通过遥测参数判定翼伞的飞行状态是否健康,一旦出现偏航可以通过遥控手段实时调整飞行姿态。文章介绍了一种能够实现实时采集助推器运动状态,并可以根据遥测数据对系统状态进行观察、判断,决定并执行控制权在箭上和地面自由切换的遥控遥测系统,该系统由箭载数传机和箭上天线,地面测控一体机和地面天线组成,其设计通过了系统测试和专项试验验证,结果表明:用于火箭助推器回收的翼伞遥控遥测系统设计,能够实现助推器回收过程中遥测数据采集和归航模式切换的功能,能够助力火箭助推器安全回收和定点归航。     

RICE 算法压缩效果实测

许多遥测遥感数据只允许无损压缩。对不同于Ｈｕｆｍａｎ编码的另一种无损压缩方法—ＲＩＣＥ算法进行了初步研究和编程实现，利用卫星遥感云图和火箭遥测数据，实测了该算法的压缩效果，并与算术编码和Ｈｕｆｍａｎ编码进行了分析比较。     

固体火箭横向响应载荷识别方法

利用小波分析在时频两域都具有表征信号局部特征的特点,对固体火 箭飞行遥测过载数据进行了小波分解,然后从结构动力学理论出发提出了一种识别固体火箭 截面剪力和弯矩的方法。结合某型固体火箭的遥测参数对火箭主要截面弯矩和剪力进行了 识别,给出了识别结果。该方法对自由-自由飞行的固体火箭截面横向载荷的评估及设计 具有重要的参考意义。
     

一种遥测缓变参数自动判读的新方法

针对遥测参数中缓变参数的自动判读问题，提出一种基于历史数据统计特性的遥测缓变参数自动判读新方法。首先，设计了一种以参数目标数据时标为基准的时间间隔递推算法和线性插值方法，使历史数据与目标数据的时标得到有效统一。其次，基于方向和距离函数构造了双因子等价权函数，并利用抗差最小二乘估计算法得到了参数的估值和标准差。最后，根据参数的估值和标准差对目标数据进行统计分析，依据目标数据的概率分布判断参数是否存在异常，进而实现参数的自动判读。仿真校验结果表明，该方法能有效辨识缓变参数中的异常参数，且具有较强的抑制随机噪声和抗差自适应能力。与传统以人工为主的判读方式相比，该方法能有效提高遥测参数判读的效率和准确性。     

小卫星星务系统的遥测技术研究

阐述了小卫星采用的“可控式遥测”和“统一遥测”两种实现技术,即通过遥控、程控和自主控制实施对遥测的状态设置,控制遥测处理流向,改变遥测内容,构成智能化遥测,以增强遥测能力和灵活性。首次提出“二维帧”概念,将卫星的两种遥测标准：PCM遥测和分包遥测统一,实现两者的兼容和平滑过渡,有可能形成新的统一遥测系统标准。在设备级上,统一遥测与PCM遥测一致。在功能层面上,它与分包遥测一致。文章还提出“软件遥测”概念,企望于提升遥测性能。     

动力系统试验工艺参数监视系统设计

在火箭动力系统试验中,需要实时监测、显示和传输地面工艺系统和箭上状态参数.主要阐述了采用上下位机控制模式设计的工艺参数监视系统,介绍了系统硬件和软件设计.上位机硬件包括工控机和采集板卡,以LabVIEW语言开发软件设计,构建工艺状态总图;下位机采用PXI控制系统,加载采集板卡信息,通过光纤以太网与上位机进行通信.该系统监测参数达到300路,数据每100 ms更新一次,在多次型号动力试验中得到验证,能够准确地实现试验状态参数远距离采集、传输和显示,提高了试验安全性.     

固体火箭发动机试验数据分析处理及管理系统

介绍了一种固体火箭发动机试验数据分析处理及管理系统。该系统具有标定、数据采集、试验数据分析处理、发动机性能预估、参数辨识及试验数据库管理功能。由于采用了发动性能预估和参数辨识的方法,使用该软件可以有效地提高试验效率和降低试验成本。     

提高低温压力测量准确度的方法初探

介绍了液氧煤油发动机试验中低温压力参数测量原理、校准方法及存在的问题,重点对低温压力传感器在低温条件下零位漂移问题进行了探讨和研究,提出了基本解决途径和数据修正方法,为提高低温压力的测量准确性奠定了基础。     

卫星结构基础加速度激励及界面力识别试验研究

针对某卫星结构模型,开展基于实测卫星结构加速度的卫星基础激励和星-箭连接界面动载荷反演试验研究.首先,根据卫星结构和试验条件,设计了用于测量星-箭界面传递载荷的工装;其次,基于卫星结构模态试验和有限元模型修正技术,获取了卫星结构的高保真有限元模型;进一步,开展基础激励下的卫星结构模型振动试验,利用动载荷识别技术获取振动...     

固体火箭发动机地面试验测量系统研究

针对固体火箭发动机地面试验,基于柔性试验架建立试验设备,应用虚拟仪器技术搭建通用测量硬件平台,使用LabVIEW7.1开发了一套包含参数控制、参数标定、数据测量、数据处理在内的发动机地面试验通用测量软件,从而建立了发动机测量系统.该测量系统可同步监测整个固体火箭发动机工作过程,能够满足发动机地面试车性能检测高精度要求,具有快速反映整个试车过程的能力和节省数据处理时间等优点.     

气象火箭发射装置加工耦合偏差对瞄准精度的影响

采用集中参数法求解坐标变换,计算分析了火箭发射装置产品加工中导轨和定向器部件的加工精度、耳轴托架和水平测量基面的耦合等因素对发射精度的影响,确定了合理的偏差工艺参数要求范围和测试方法。通过控制和检测耳轴偏差角这一主要加工参数,满足了总体发射瞄准精度要求。该研究方法亦适于不进行调平的发射装置的瞄准角修正,可简化发射程序。     

滚转状态下卷弧翼火箭弹气动特性的数值模拟

采用滑移网格技术对卷弧翼火箭弹的滚转特性进行数值模拟,并对模拟所得的马格努斯力与风洞实验数据进行分析比较。误差分析证明了滑移网格技术模拟火箭弹滚转特性的准确性;模拟结果与风洞实验数据对比表明,采用细长体外形效果显著,升阻力系数受滚转特性影响较小,因而在本次模拟的火箭弹滚速下,可不考虑滚转来模拟火箭弹的升力系数和阻力系数,得出火箭弹滚转运动对气动参数的影响。     

压力载荷下模压高硅氧酚醛喷管裂纹稳定性分析

为了进行模压高硅氧喷管裂纹压力载荷下的稳定性分析,对模压髙硅氧材料开展了I型断裂韧性测试,获得了J积分试验数据,特别针对试件的设计、制造、实验参数、数据处理等进行了详细讨论.最后,利用ABAQUS软件的裂纹分析模块,对某发动机的模压高硅氧材料的喷管裂纹进行了稳定性分析,给出了基于断裂参数的模压髙硅氧喷管的安全系数,通过热试车验证了该方法在工程上具有应用性.     

脉动压力测量技术在火箭发动机试验中的应用

为研究和探索火箭发动机地面试验推力室脉动压力测量方法和数据分析技术,介绍了火箭发动机试验中脉动压力测量系统的组成和参数的测量方法;分析了引压导管的动态特性及其对脉动压力参数测量的影响;采用齐平安装的方式,按照所述方法建立脉动压力参数测量系统;结合推力室多个振动测点的数据,分别采用快速傅里叶变换(FFT)和小波包分解两种方法对脉动压力数据进行分析。根据两种方法的分析结果推断发动机在径向和切向产生了不稳定燃烧。对探索和推广脉动压力测量技术在火箭发动机试验和其他组合件试验中的应用具有重要意义。