测控中的星载计算机快速切换

针对低轨卫星长期管理与测控中的星载计算机所需要的切换、维护的测控时间相对较长的问题,在分析原有主、备星载计算机的时间比对方法的基础上,直接针对备机建立新的时间同步模型,并进行公式推导和理论误差分析;然后建立新的测控事件调度模型,实现时间同步数据与主备机一致性数据的同时注入,优化工作流程,并有效缩短测控时间;最后编写新的遥控作业,在测控中进行实践.应用结果表明,采用新方法可以在一个测控圈次内完成在轨星载计算机的切换与维护,MTTR(Mean Time To Repair,平均恢复时间)小于8 min,时间同步精度优于1 ms,所需测控圈次相对于原方法减少83％以上,适用于在轨卫星长期管理与测控.     

无线宽带多媒体数字集群指挥调度系统

针对大型突发事件现场视音频的指挥调度,介绍了无线宽带多媒体数字集群指挥调度系统.具体介绍了本系统的技术原理,系统可实现的业务种类,本系统与其他系统的技术对比及本系统的应用场景.最后,介绍了无线宽带多媒体数字集群指挥调度系统的应用前景.     

基于代理模型的二元收扩喷管流道型面优化设计

在二元收扩（2D-CD）喷管设计参数对喷管气动性能影响研究的基础上,以获得尽可能高的喷管推力系数为目标,以喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为设计变量,对二元收扩喷管的流道型面进行了优化设计。设计过程中,利用正交试验设计方法确定初始样本点,建立喷管推力系数与设计参数间的Kriging代理模型,采用自适应模拟退火算法（ASA）对代理模型进行分析求解。结果表明,二元收扩喷管的优化型面参数为:喉道宽高比为6,喉道型面半径比为0.3,收敛半角为15°,扩张半角为5.64°,此时最大推力系数为0.97847,流量系数为0.98778.      

基于改进无模型自适应算法的涡扇发动机限制保护控制方法

针对发动机限制保护控制问题,提出了一种基于数据驱动的改进无模型自适应限制保护控制方法。以主回路闭环系统为设计对象,通过在常规无模型自适应控制律的准则函数中增加误差变化率,使超限保护系统具有更快的响应速度,给出了改进后系统的稳定性条件,并采用临界比例度法进行了控制器参数整定。仿真结果表明:在不同工作点,所设计的改进无模型自适应限制保护控制器相比常规无模型自适应限制保护控制器,最大超限平均减小2.97%,响应时间平均缩短2.30s,实现了发动机超限后的迅速回调,保证了发动机系统的安全运行。     

三维自适应终端滑模协同制导律

针对多枚导弹协同作战的问题,且多枚导弹之间保持有向拓扑通信的条件下,基于终端滑模法设计了视线方向及视线法向的双层协同制导律。其中,视线方向的制导指令能够保证导弹同时完成拦截任务;视线法向上的三维制导律能够保证每枚导弹以期望的视线角攻击目标,从而发挥各枚导弹的最大杀伤力,并且视线角的约束相当于规划了末制导段导弹的弹道问题,在一定程度上避免攻击目标前导弹间发生碰撞。同时,针对所设计的滑模制导律设计了新的自适应律,从而加快了滑模面的收敛速度并且削弱了由符号函数引起的系统抖振现象。基于李雅普诺夫稳定性理论,证明了所设计制导律的正确性,并在最后给出了数学仿真实验,验证了所设计制导律的有效性及优越性。     

基因方法在网格结点位置优化中的应用

将基因方法应用于网格结点位置的优化中。文中首先简单介绍了基因优化方法中基于达尔文进化论和Ｍｅｎｄｅｌ基因理论的基本原理，其中包括插索空间表达、三个基因作用器（选择、交配和变异）等要点；然后着重阐述了相关偏微分方程的离散误差和三角形网格几何形状的适应度函数的定义、结点位置的二进制基因表达及基因方法的优化进程。离散误差是在二次非连续彭鼓包（ｂｕｍｐ）函数的空间中近似定义的，并且在点移动过程中相关解的二     

管制员班组内排班影响因素的权重分析

管制员排班技术是提升管制工作效率的一种重要方式,鉴于空中交通管制行业的特殊性及管制工作规定的影响,管制员班组管理是一项系统性工作.结合国内外研究理论,通过走访和调研,采用调查问卷的形式,以保障安全、提高绩效为目标.建立管制员排班时应考虑的因素列表,对影响管制员的各种因素进行综合分析,对影响班组内排班的因素进行分层,构建判断矩阵,利用层次分析法得出各个影响因素的权重,通过权重大小的排序,有针对性地提出西北空管局管制员排班改进策略,实现人力资源优化配置及提升管制工作效率和安全度.     

A Parallel Adaptive 3D MHD Scheme for Modeling Coronal and Solar Wind Plasma Flows

A parallel adaptive mesh refinement (AMR) scheme is described for solving the governing equations of ideal magnetohydrodynamics (MHD) in three space dimensions. This solution algorithm makes use of modern finite-volume numerical methodology to provide a combination of high solution accuracy and computational robustness. Efficient and scalable implementations of the method have been developed for massively parallel computer architectures and high performance achieved. Numerical results are discussed for a simplified model of the initiation and evolution of coronal mass ejections (CMEs) in the inner heliosphere. The results demonstrate the potential of this numerical tool for enhancing our understanding of coronal and solar wind plasma processes. This revised version was published online in June 2006 with corrections to the Cover Date.     

基于特征模型的火箭发动机伺服控制系统设计

以新型大推力火箭发动机为研究对象,提出了基于特征模型的伺服系统控制器设计方法。首先,介绍了特征建模理论并讨论了特征模型参数范围;其次,采用人工蜂群算法实时估计火箭发动机伺服系统特征模型参数,使其满足特征模型输出与实际系统输出特性等价条件;最后,使用黄金分割自适应控制律保证系统在参数估计过程中的闭环稳定性,同时引入前馈跟踪控制律,逻辑积分控制律和逻辑微分控制律使伺服控制系统快速、精确跟踪线位移指令并改善动态性能。仿真结果表明,设计的火箭发动机伺服控制系统指令跟踪精度高,动态特性良好,鲁棒性强。     

针栓式喷注单元膜束撞击雾化混合过程数值模拟

为了全面认识针栓式喷注器喷雾场结构，基于自适应网格加密技术和分三相计算的PLIC VOF（Piecewise Linear Interface Calculation Volume of Fluid）方法对针栓式喷注单元膜束撞击雾化混合过程进行了仿真分析，通过对两路推进剂分别进行界面追踪，获得了膜束撞击雾化混合过程的详细结构特征，与高速摄影试验结果定性定量对比均吻合较好，验证了数值方法的准确性。以此为基础对膜束撞击的喷雾场结构、撞击变形过程、流场涡结构、雾化破碎典型特征及破碎后的雾化混合分布特征进行了识别分析，结果表明：膜束撞击形成了液束未穿透液膜和液束穿透液膜2种不同的喷雾扇结构。膜束撞击形成的喷雾扇呈"Ω"形，膜束同时发生弯曲变形和横截面变形。另外，膜束撞击同时受到正压和剪切应力作用，导致了一系列复杂涡流现象，使得相互作用增强，雾化混合均增强，这也是膜束撞击喷注构型优于膜膜撞击的本质原因。最后，还发现膜束撞击喷雾场液滴分布呈现分区结构特征，分别是液束控制主导的上雾化区、液膜控制主导的下雾化区及夹在中间的混合区，实际中应兼顾雾化特性和混合特性，选取中等动量比膜束撞击，这可为针栓式喷注器的理论研究和工程设计提供重要参考。