一种基于虚拟页地址映射的NAND Flash管理算法

本文提出了一种基于虚拟页地址映射的NAND Flash管理算法.该算法通过定义坏块表、对应表等结构，以及设计的坏块替换策略和虚拟页地址到实际物理页地址的转换算法，实现上层软件采用虚拟地址对NAND Flash的无坏块连续页地址访问.该算法是一种高效的地址映射算法，能高效地对数据进行索引，占用SRAM空间较少，使系统达到高性能，并使得闪存使用的更加稳定持久.     

前缘缝翼构型平尾直升机气动特性分析

使用数值模拟方法研究了前缘缝翼翼型气动特性,并将该前缘缝翼翼型应用于直升机平尾,分析了该直升机全机气动特性,最后通过风洞试验对数值模拟结果进行验证。结果表明,前缘缝翼构型平尾能有效改善直升机的纵向静稳定性。     

航电系统集成验证环境中的试验总控系统建设

针对国内军用航空修理行业系统级综合试验现状,根据航电集成验证环境中总控系统的特点和应具有的基本功能,结合视情维修需求及现代软硬件技术状态和成熟试验验证的手段,介绍了航电系统集成验证环境中总控系统的建设思路,给出了总控系统硬件及上位机测试软件的实现方案。该总控系统的应用将提升航电系统的修理验证能力。     

基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法

风洞试验中模型迎角的精准测量是降低阻力系数误差的重要途径之一，为此，提出了基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法。该方法通过两个单应性矩阵，获取试验过程中相机实时位姿和标记点物方空间位置坐标，应用坐标旋转关系，完成试验模型的迎角测量。数值仿真试验结果表明：迎角测量误差与待测标记点到风洞壁板间的距离偏差近似为线性关系，因此，当标记点不满足共面条件时，可根据该特点进行测量误差修正。静态标定和风洞迎角测量试验结果表明：修正系统误差后，迎角实测数据的测量准度在0.01°以内，精度不超过0.012°。本文方法易于实施，工程实用价值强。     

基于LSTMAttention网络的短期风电功率预测

提出一种基于LSTMAttention网络的短期风电功率预测方法。首先,使用LSTM网络对数值天气预测(NWP)数据的特征信息进行提取,同时采用注意力机制有效分析了模型输入与输出的相关性,从而获取了更多重要时间的整体特征；其次,使用卷积神经网络(CNN)提取NWP数据的局部特征,并引入压缩和奖惩网络(SE)模块学习特征权重,利用特征重新标定方式提高网络表示能力；最后,将局部特征和整体特征进行特征融合,通过分类器输出分类结果。利用NOAA提供的美国加利福尼亚州某风电场的数据进行案例分析,证明了所提方法的有效性。试验结果表明,与BP神经网络、自回归积分滑动平均模型(ARIMA)模型和LSTM模型相比,LSTMAttention模型具有更高的预测精度,证明了该方法的有效性。     

涡环伞降末敏子弹的稳态扫描动力学特性

综合采取理论建模、高空自由落体试验及可视化仿真相结合的方法,研究了一种涡环伞降末敏子弹的稳态扫描动力学特性。基于第一类拉格朗日方程,建立了由弹体、降落伞、伞盘、摩擦盘、连杆所组成的五刚体动力学模型,并应用ADAMS、MATALB及VR相结合的方法进行了弹道计算和可视化仿真研究。通过在高空热气球上投放试验样弹的方法,得到了伞弹系统的运动图像、平均落速、转速等弹道数据。对比研究得出:涡环伞的运动稳定性良好,可使末敏子弹保持匀速旋转降落状态,弹体达到稳定后的落速约为13.5 m/s,转速约为3 r/s,稳态扫描角接近于弹体的静态悬挂角,仿真计算与试验结果的一致性较好。      

翼身融合布局低速验证机前缘缝翼设计

翼身融合布局是未来民机最有可能实现的非常规布局形式，其气动布局方案的验证通常采用缩比模型飞行试验的方式进行。以某翼身融合布局低速验证机为研究对象，以数值计算方法为基础，分析了其在飞行试验中存在的纵向和横向不稳定现象，提出了改善的方案——增加前缘缝翼。对此验证机进行前缘缝翼的气动布局设计、典型翼型的二维前缘缝翼设计和机翼三维前缘缝翼的气动设计，利用数值计算方法对设计结果进行纵向和横向分析。结果显示，所设计的前缘缝翼可以明显地增大验证机的失速迎角，改善其纵向力矩特性和横向特性。     

双流制窄轨电力机车用异步牵引电机设计

将牵引电机应用于双流制窄轨电力机车时,由于窄轨机车轨距小,所以牵引电机安装空间异常狭小,比一般牵引电机在安装空间、电机结构、电磁负荷等方面的要求更加苛刻。针对窄轨双流制电力机车的运用特点和特殊要求进行了分析,提出了牵引电机的设计要求和关键技术难点,并对关键技术难点给出了相应的分析和解决措施。对该牵引电机的制造过程及电机试验测试情况进行了论述。试验结果表明,该牵引电机达到了设计预期,完全能满足设计要求。     

高超声速圆锥边界层失稳条纹结构实验研究

边界层转捩的准确预测是高超声速飞行面临的关键气动问题之一。为研究高超声速边界层失稳和转捩机理,以前缘半径1.6mm、半锥角7°的圆锥模型为研究对象,在FD-07高超声速风洞中采用红外热图技术开展边界层转捩实验测量。通过与工程计算结果对比,确认模型表面边界层流态。实验结果表明:有迎角条件下,模型表面中后段出现条纹结构,条纹结构的起始位置随着周向角的增加而向上游移动;随着迎角的增加,条纹起始位置向上游移动,条纹强度差异和条纹与模型中心线的夹角越来越大。实验获得的条纹结构与不同频率扰动波相互作用直接数值模拟获得的条纹结构现象一致。通过对比分析,认为边界层内不同频率扰动波相互作用是产生条纹结构的一种机制。     

太阳电池翼在轨模态光学测量优化的计算机辅助方法

非接触光学测量方法,可作为空间站太阳电池翼等大型航天器柔性部件在轨模态分析的一种潜在手段。为合理布置相机的拍摄工位及视角,有效捕捉靶标运动的位移及方向,提出了利用轨控或姿控激励下柔性附件瞬态响应的结构动力学仿真结果,结合计算机图形学仿真技术,预示虚拟靶标运动过程成像及其位移重构效果,从而对测量有效性做出判断的实验方案评价方法,并通过仿真实验对其可行性进行了验证。该方法可发展为航天器在轨模态测量的计算机辅助优化工具,能充分利用结构动力学仿真成果,弥补大型柔性部件地面实验的不足。