一种通过DDC接口实现的实时并行仿真系统的研究与应用

介绍一种通过ＤＤＣ接，将ＶＡＸ机与ＹＨ－Ｆ１并行实时计算，它既发挥ＹＨ－Ｆ１的快速性，又利用ＶＡＸ机高精度优势，从而使复杂的战术导弹闭合回路实时仿真精度有很大提高。     

银河Ⅱ仿真语言系统在运载火箭系统仿真中的应用研究

本文扼要小结ＹＦＳＩＭ／ＹＦＲＩＯ和ＹＨＳＩＭ／ＶＭＳ等ＹＨ－Ｆ２仿真语言系统在运载火箭系统仿真中的应用情况，并从仿真建模环境、仿真运行环境和结果分折环境等方面来评述该软件系统的优劣，供今后改进参考。     

YH—F2采用的同步和并行处理技术

ＹＨ－Ｆ２是速度快、精度高、仿真能力强的全数字仿真计算机。本文从软件和硬件两方面扼要阐明银河仿真Ⅱ型（ＹＨ－Ｆ２）机采用的同步和并行处理技术，并指出这是ＹＨ－Ｆ２高速、高效的主要原因。     

运载火箭控制系统六自由度数字仿真研究

通过深入剖析ＹＨ－Ｆ２／ＶＡＸ４５００仿真系统，研究和解决基于多机系统、并行计算的运载火箭控制系统六自由度仿真的关键技术问题，使六自由度仿真进一步工程化、通用化。     

运载火箭控制系统半实物仿真一体化智能化应用软件系统

为了进一步完善银河ＹＨ－Ｆ２仿真系统功能，开展一体化智能化仿真支撑软件的研制工作是很有意义的。本文从系统结构和功能等方面对已经研制完成，适用于运载火箭姿控系统半实物仿真的软件集成环境进行了简要介绍。     

一体化建模和仿真环境（IMASE）

一体化建模／仿真环境能为用户提供友好的仿真建模环境，交互功能强的仿真运行环境和功能充分的结果分析环境，从而使仿真试验全过程都能方便地进行。ＩＭＡＳＥ是在ＭＰＳＥ或ＹＦＳＩＭ／ＹＦＲＩＯ的基础上，扩建仿真数据库和模型单元库，并且通过它们的生成源程序和增强结果分析功能，从而使运载火箭控制系统仿真无论在ＹＨ—Ｆ１上，还是在ＹＦ—Ｆ２上，都有一个一体化建模／仿真环境。     

轴对称横向喷流强干扰流场的巨型机向量并行计算

本文在国产巨型计算机ＹＨ－１和ＹＨ－２上对ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ显格式解轴对称横向喷流强干扰流场的计算程序进行了重构和向量优化使其能并行执行。得到该程序在ＹＨ－１上的向量加速比约为６．０，ＹＨ－２单机向量运行速度约为ＹＨ－１上的向量运行速度的３倍。与传统的串行计算相比较，并行计算大大缩短了程序运行的ＣＰＵ时间。     

利用银河仿真机Ⅱ对某飞航导弹进行实时仿真

利用ＹＨ—Ｆ２仿真机对某飞航导弹进行半实物仿真所获得的结果以及银河仿真机Ⅱ型（ＹＨ—Ｆ２）的软件系统ＹＦＳＩＭ的功能、特点和应用情况，作了介绍。     

仿真软件YHSIM中“集中－混合”式数值积分技术

连续系统实时仿真软件ＹＨＳＩＭ中所采用的运用多种数值积分方法进行“集中一混合”式数值积分的积分程序的工作原理和实现技术,在本文中作了介绍。     

银河仿真Ⅱ型机一体化软件支撑系统的图形生成与分析处理

对一体化软件支撑系统的图形生成与分析子系统的功能、设计原则及设计思想进行了介绍，并详细介绍了该子系统的实现方法。该子系统为用户建立了方便、灵活、有效的仿真结果分析处理环境。把仿真中产生的结果数据变为直观的图形曲线，并提供了常用的分析处理手段。     

航天器部件真空检漏试验管理系统的设计

航天器部件真空检漏试验管理系统是航天器件特殊环境试验管理系统的一个重要组成部分。文章根据航天器部件真空检漏试验管理的需求,结合软件设计开发流程规范,对试验技术流程进行了分析,设计出系统总体框架和功能模块:系统总体框架分为数据资源层、业务逻辑层和客户层;功能模块分为试验任务管理模块、个人任务管理模块、试验数据管理模块、试验归档管理模块、试验资源管理模块、基础配置管理模块和系统管理模块。该试验管理系统将使航天器部件真空检漏试验管理工作更加高效、合理。     

对接机构分系统研制

介绍了我国神舟八号飞船和天宫一号目标飞行器对接试验的对接机构分系统的组成、控制时序、设计方案,以及可靠性与安全性。给出了对接机构分系统研制中总体设计、动力学仿真、试验和关键部件研制等关键技术,以及整机特性测试、连接分离试验、热真空对接与分离试验、寿命试验等验证情况。回顾了对接机构分系统的研制过程。     

摇摆软管低温疲劳试验关键技术研究

为有效考核液体火箭发动机的工作可靠性,需要通过地面试验验证摇摆软管低温疲劳特性。摇摆软管低温疲劳试验系统承担试验时涉及的摇摆环境模拟、低温压力环境模拟、轴压平衡等关键技术。摇摆驱动分系统利用水平放置的2个液压伺服油缸作为驱动单元驱动十字轴带动摇摆软管摆动,模拟摇摆软管的安装边界及摇摆工况。低温压力供应分系统向摇摆软管内腔输送一定压力的液氮,模拟摇摆软管低温以及内压环境。内压平衡子系统通过设置在摇摆软管内的轴压平衡装置平衡内腔压力产生的轴向载荷,避免在内腔压力作用下伸长。某型氧化剂摇摆软管低温疲劳试验结果表明:摇摆软管低温疲劳试验系统能够实现摇摆软管双向摇摆和单向摇摆等疲劳试验工况,试验环境和边界条件与摇摆软管实际工作状态基本一致,试验参数满足要求。     

基于Bayes方法的某武器系统可靠性综合评估

根据武器系统现场可靠性试验数据少而研制过程中分系统可靠性试验数据较易得的情况,提出了一种基于Bayes方法对某武器系统进行可靠性评估的方法。将研制过程中分系统的可靠性试验数据融合为系统可靠性评估的先验信息,以提高用于评估的信息量。方法对复杂大系统以及高可靠性系统的可靠性评估有一定的参考价值。     

真空羽流试验设备的负压液氮系统设计

真空羽流试验设备用于发动机真空羽流效应试验研究,同时兼顾卫星等热真空试验,对液氮系统有特殊要求。针对低至70 K液氮温度需求,设计一种全新的负压液氮系统,即利用液氮在负压下具有比常压液氮更低的饱和温度,来获得比常压液氮系统更低的液氮温度。该负压液氮系统主要由液氮输送子系统、常压过冷器子系统、负压抽气子系统、液氮泵子系统、热沉子系统及排放子系统组成,其中常压过冷器子系统和负压抽气子系统构成"负压过冷器",具有常压过冷器功能,供液温度可调,可为热沉提供70~77 K液氮制冷,满足发动机羽流及卫星热真空试验需求。     

一种用于空间机械臂的 微重力模拟悬吊配重试验系统

空间机械臂工作在空间微重力环境中,广泛用于太空中的舱段对接、在轨维修等操作,因此需要在地面模拟微重力环境以满足空间机械臂研制试验要求。文章基于国内外模拟微重力环境领域技术现状,依据型号研制试验要求,提出了一种用于大型空间机械臂性能和可靠性验证的微重力环境模拟悬吊配重试验系统,并给出了悬挂机构子系统、二维随动子系统、恒拉力子系统、位姿测定子系统的设计思路和具体方案。     

卫星液体推进剂剩余量地面模拟试验装置

介绍了根据气体注入压力激励方法研制的卫星液体推进剂剩余量测量地面模拟装置。装置的主要组成包括卫星推进剂贮箱模拟系统,温度、压力测量系统,气体注入压力激励过程控制系统等。     

基于星务管理系统的小卫星自主健康管理系统

为了适应小卫星电子信息系统的快速发展,使卫星能够自行规划工作流程,实现在轨自主管理,需要构建合理有效的小卫星自主健康管理系统。文章以星务管理系统为基础,针对目前健康管理中存在的问题,构建了一套小卫星自主健康管理系统。它包括整星级、系统级和部件级3个层面。设计了自主健康管理执行模块构成整星级层面,其中包括自主健康管理规则库和自主健康管理任务执行模块。文章提出的小卫星自主健康管理系统,可以提高小卫星自主诊断、自主运行能力,最终实现小卫星长寿命、安全可靠运行。     

空间碎片软捕获姿轨控模型构建与仿真

为构建利用柔性机械臂捕获空间碎片的系统仿真模型,首先分析梳理空间碎片捕获典型任务流程,包括轨道转移、位置保持、路径规划、动量稳定控制等阶段;然后针对任务流程分别搭建基于Simu Link的路径规划、动量缓冲控制、姿态控制、动力学和轨道仿真等子系统;各个子系统之间以TCP/IP的方式进行数据交互,最终完成空间碎片软捕获任务姿轨控仿真系统的构建。