斜裂纹航空液压直管振动特性分析

为了研究含裂纹航空液压直管的振动响应特性,防止液压管路系统出现灾难性失效,针对液压直管可能出现的斜裂纹故障,考虑剪切力以及剪切系数的影响,推导出斜裂纹液压直管的局部柔度系数表达式,从而建立斜裂纹液压直管流固耦合有限元模型.利用Newmark-β积分法求解了液压直管的振动响应,将数值计算结果与试验测试结果对比分析,验证了...     

WCDMA数字中频发信机的设计

基于软件无线电技术的设计理念,提出了一种新型的WCDMA数字中频发信机结构:内插和滤波设计中采用根升余弦数字滤波器(RRC)、半带滤波器(HB)以及积分梳状滤波器(CIC)三者相结合的方式,在数字域进行三载合路,并使用削峰和数字预失真技术对信号进行优化处理。新型结构使得设计灵活性更大,对射频功放线性度要求更低。关键模块的Matlab仿真结果表明,三载波主要性能指标邻道泄露比(ACLR)在5 MHz和10 MHz处改善度分别为20 dB和18 dB,达到-58 dBc和-60 dBc,完全满足3GPP协议的设计要求。     

惯导减振系统结构参数的优化

利用随机振动理论,建立了惯导减振系统的集中参数分析模型。以各元件等效的质量、刚度和阻尼系数作为优化参数,以惯导系统的加速度均方值最小为优化目标,分别从解析与数值途径推导出惯导支架结构参数的优化计算公式,结合Lagrange乘子法和Powell算法对支架结构参数进行数值优化。数值算例说明了方法的正确性,为惯导系统结构减振优化设计提供了新思路。     

基于滑模的多无人机系统协同编队控制

针对具有非完整约束的多无人机系统编队控制问题，提出了一种基于滑模的协同编队控制算法。控制目标是使多无人机系统能够收敛到期望编队，并且能够跟踪上期望的运动轨迹。在领导-跟随结构中，编队的期望运动轨迹由一个动态的虚拟领导者来表示，仅部分跟随者先验已知虚拟领导者信息，并且所有跟随者之间只能局部交互信息。首先，采用分布式状态观测器，使所有跟随者能够在有限时间内估计出虚拟领导者的状态。然后，利用该观测器的估计状态，提出了基于滑模的协同编队控制算法。最后，基于李雅普诺夫稳定性理论证明了多无人机系统的稳定性,并且通过5架无人机的仿真验证了所提算法的有效性。     

高分辨星载海洋微波辐射测量技术发展综述

星载微波辐射计作为海洋观测的一种重要技术手段,能够全天时、全天候对海洋环境参数进行长期连续的观测,具有宽幅、高精度等特点,能够为数值预报、台风监测、防灾减灾等应用提供重要保障。随着海洋应用需求不断提升,星载海洋微波辐射探测技术也向着更高分辨率、更高精度的方向发展。文章对高分辨率海洋微波辐射测量新技术的概念、系统组成以及发展情况进行了介绍,包括基于密集馈源阵列的多波束推扫辐射计、集中式综合孔径辐射计以及分布式综合孔径辐射计。文章结合三种高分辨率微波辐射测量技术的特点和当前技术水平对未来星载海洋微波辐射测量技术的发展思路进行了讨论,对其中的重要的关键技术进行了梳理,并针对不同应用需求给出了发展建议。     

基于层次分析法的保障风险评估模型构建与应用

为了快速识别各产品保障过程的薄弱环节，及时制定应对措施，提高外场响应速度，进而提高装备保障能力，依据航空电子产品特点及保障现状，构建了保障压力评估指标体系。在此基础上采用层次分析法，结合历史保障数据，建立了保障能力评估模型。通过模型的应用能够实时评估产品保障风险并预警，为保障资源调度及保障任务规划提供决策支撑。将模型集成到服务保障信息化平台中，实时调用平台中的保障数据并进行风险评估。实践证明，所采用的方法能够有效评估保障风险，显著提高保障决策能力。     

一种基于MBSE的小卫星测控分系统建模设计方法

基于模型的系统工程MBSE思想和信息化手段，以模型为核心、关系追溯为手段，集合测控分系统技术指标、设计经验等知识信息，提出一种基于MBSE的小卫星测控分系统建模设计解决方案。利用模型承载文档，显性化经验、信息、关系，形成基于模型的知识管理工具，提高工作效率，解放设计师，实现知识经验的数字化模型化承载，为小卫星测控分系统由经验设计向仿真设计转变，由基于文档到基于模型的研制模式转变，由实物验证向虚拟和实物验证相结合转变进行了探索和尝试。     

火星探测器大气数据测量方法

针对火星探测器进入飞行弹道的高马赫数、化学非平衡效应和低动压等特点，提出了一种基于火星进入大气数据系统/惯性测量单元(MEADS/IMU)耦合的测量方法，实现海拔60 km以下区域的火星大气数据测量。利用自主研发CACFD软件平台的化学非平衡模型/完全气体模型计算获得探测器宽速域飞行流场的表面压力点数据，建立了基于BP神经网络的MEADS算法模型。在高马赫数段(Ma>12)利用IMU测量获得的马赫数作为输入条件，结合MEADS算法测量获得总压、动压、静压、攻角和侧滑角等飞行大气参数，成功克服了马赫数无关性对MEADS系统测量的影响。在低马赫数段(Ma≤12),直接应用MEADS算法测量静压、马赫数、攻角和侧滑角。测试结果表明在MEADS系统测压单元误差≤7 Pa的条件：总压测量误差≤14 Pa(1.5%),攻角测量误差≤0.9°,侧滑角测量误差≤0.9°,动压测量误差≤10 Pa(1.5%),静压测量误差≤7 Pa(3%),马赫数测量误差≤0.1。飞行试验数据得出：MEADS测量与IMU测量马赫数、攻角和侧滑角等结果基本一致。