共查询到20条相似文献,搜索用时 46 毫秒
1.
基于FPGA的1553B总线编码解码器的设计 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍用现场可编程逻辑器件(FPGA)设计实现1553B总线接口板中的曼彻斯特码编解码器.该设计采用VHDL硬件描述语言编程,并用专门的综合工具Synplify对设计进行综合、优化,在Modelsim进行时序仿真,最后在FPGA上实现. 相似文献
2.
设计了基于复杂可编程逻辑器件(CPLD)的CCD驱动电路系统.选用Altera公司的MAX7000S系列CPLD作为硬件设计平台,运用VHDL语言对TCD2252D的驱动时序电路进行了描述,并对所设计的驱动程序进行了仿真. 相似文献
3.
基于CPLD复杂可编程逻辑器件为核心的硬件电路,对某型计算机中所使用的俄制588系列专用大规模集成电路芯片进行性能和逻辑功能测试。该方法能够准确检测芯片故障,大大提高了修理效率。本文论述了利用CPLD复杂可编程逻辑器件设计的基本电路结构和实现原理,并与传统的故障检测方法进行对比,突显其在芯片级检测中的优势。 相似文献
4.
对导航设备的自动检测,提高自动检测和维修技术的能力是实现飞机现代化维修手段的发展方向。阐述了FPGA新型可编程逻辑器件,根据对航空器机载设备复杂性趋势的分析,得出FPGA的应用将是提高机载设备自动检测和维修能力产生变革的硬件支持。 相似文献
5.
6.
基于FPGA的逻辑分析仪是以可编程逻辑器件ACEX1K30TC144-3为控制核心,由输入电平调理模块、数据采集模块、数据处理模块、数据存储模块、信号输出模块等组成。数据采集模块、数据处理模块和数据存储模块全部由可编程逻辑器件内部实现,其中数据存储模块有效地利用了FPGA内部的RAMIP核,提高了系统的工作速度及可靠性。系统的采样速率最高可达1MHz,存储深度为1k。系统的硬件电路精炼,稳定性好。逻辑分析仪输出到示波器上同时显示被测的8路信号,十分清晰、稳定。 相似文献
7.
FPGA是一种常用的可编程器件,适于实现规模较大的设计,但利用FPGA设计时间敏感(TimingSensitive)的工作频率较高的数字电路时不能完全按一般的设计方法。本文介绍了一个DMA控制器的设计在FPGA中的实现。 相似文献
8.
9.
10.
基于FPGA的数字存储示波器,以可编程逻辑器件ACEX1K30TC144-3和89c51单片机为核心,由通道输入调整、数据采集、数据处理、波形显示和操作面板等功能模块组成.系统中的数据采集及数据处理模块,采用了FPGA内制的RAM IP核,使系统的工作频率基本不受外围器件影响,经maxplusⅡ延时分析,其内核频率可以达到40 MHz以上,这对于数据处理速度和实时性要求比较高的应用领域具有重要的意义. 相似文献
11.
12.
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 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
13.
NING Guo-dong ZHANG Shu-guang FANG Zhen-ping 《中国航空学报》2007,20(1):1-8
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. 相似文献
14.
15.
The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
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. 相似文献
16.
Abnormal Shape Mould Winding 总被引:1,自引:0,他引:1
Fu Hongya Wang Xianfeng Han Zhenyu Fu Yunzhong 《中国航空学报》2007,20(6):552-558
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。 相似文献
17.
18.
19.
航天器返回地球的气动特性综述 总被引:4,自引:0,他引:4
航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。 相似文献
20.
基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计 总被引:4,自引:1,他引:3
提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。 相似文献