基于民机维修文本数据的故障诊断方法

在民航检修与维护过程中积累了大量蕴含丰富故障特征的文本维修记录，然而由于维修文本本身存在复杂性，其还未实现智能诊断，数据利用率低。提出一种不断修正迭代的基于预训练语言模型双向转换器编码表示（BERT）及轻量级梯度提升机（LightGBM）的飞机维修记录的故障原因分析方法，求解文本形式的维修记录中的故障原因，用以辅助维修人员进行正确的维修决策。首先，在基于BERT的故障诊断模型Transformer特征提取架构中引入多头注意力机制，以充分捕捉融合上下文的双向语义、更加关注于重点词汇；其次，为了提高诊断速度减少模型的参数并融合LightGBM模型来实现维修文本的故障原因分类；最后，将改进的模型与其他常用文本分析模型进行对比实验，在基于民机维修文本的故障诊断中该模型的准确率比TextCNN模型、LSTM模型和BiLSTM模型分别提升了38.99%、22.98%和18.16%，且BERT-LightGBM模型比BERT模型诊断速度提升了0.91%。表明所提方法在实现飞机维修文本故障诊断方面的有效性及优越性。     

发射扰动与初始弹道耦合模型研究

针对火箭、导弹发射扰动与初始弹道互相耦合引起的弹道散布问题,提出发射扰动与弹道解算相耦合的计算分析模型。该模型以多体系统动力学为基础,建立能够模拟弹架相互作用和弹体初始扰动的发射动力学模型,并将弹体受到的气动载荷转化到弹体坐标系下进行刚体动力学计算以获得弹道参数。通过滚转弹应用实例分析表明,采用此模型能够有效模拟发射扰动与初始弹道相互耦合状态;弹架间隙扰动与气动载荷作用都会对弹体在飞行时的姿态角及飞行位置产生较大影响。当存在1 mm的弹架间隙且有气动载荷作用的影响下,与无弹架间隙和气动载荷的作用影响的结果对比发现,存在弹架间隙扰动的影响会使得弹体在飞行过程中的俯仰角和弹道倾角的幅值范围减小4°左右,也使得弹体在飞行过程中的Y向位移量在1.5 s时刻减小6 m左右;存在气动载荷作用的影响,会使得弹体在0.5 s撤去推力后的姿态角成波动式变化,滚转弹稳定飞行,也会使得弹体Y向位移量在撤去推力后持续的平稳增加。     

高精度微弱磁场信号采集系统的设计与实现

微弱磁场测量是研究物质特性和探索未知世界的重要手段之一。实现高精度的微弱磁场信号测量需要设计高精度的信号采集系统,而以模拟量输出的磁强计通常需要数字采集系统进行模/数转换。为此,文章设计开发基于Σ-Δ型模/数转换器(ADC)的高精度微弱磁场信号采集系统,包括系统硬件电路设计和系统核心控制器FPGA的功能设计,实现了FPGA对ADC的读写控制,以及ADC输出数据的接收和发送等。性能测试结果表明,该系统的有效采样位数可接近理论值(21位),输出噪声RMS值为1.9μV,磁场测量精度满足0.1 nT要求。     

低成本高可靠综合电子系统集成技术

我国现有的卫星电子产品的传统研制模式已很难适应卫星快速增长,型号对于平台的管理控制核心的电子系统提出低成本、高可靠、快速响应、快速研制的迫切需求。通过构建低成本、高可靠计算机系统体系架构,设计基于COTS器件的星载计算机,并采取包括系统、模块、器件的多级可靠性冗余设计及验证技术,为实现低成本、高可靠、长寿命的产品研制,满足型号长期在轨任务要求奠定基础。     

钛合金表面抗激光涂层损伤特性及热效应影响研究

实验研究了钛合金和高反射型陶瓷涂层材料抗连续型激光烧蚀的损伤及温度分布特性，并从热效应影响角度对比分析了二者在抗激光损伤效果方面的差异性。研究结果表明：相比于钛合金，高反射型陶瓷涂层材料能有效增强钛合金基底抗激光损伤的能力；在同等激光功率密度辐照下，陶瓷涂层材料能有效提升钛合金基底耐受激光辐照的时间长度。实验结果表明该陶瓷涂层材料的激光损伤阈值比钛合金高约5.8倍。实验发现陶瓷涂层温升速率高于钛合金，但由于陶瓷材料具有较高的反射特性，以及良好的热吸收和热传导特性，因此能使由激光辐照产生的热量在其表面较快地扩散，而降低向基底方向传导的程度，最终提升陶瓷涂层的抗激光损伤阈值。     

激光捷联惯导量化热设计指标控制方法

随着机载激光捷联惯导向小型化方向发展,惯导结构的热设计正面临着更加严峻的挑战.针对设计中经常出现因无法在设计前期进行热设计指标控制而导致后期设计返工的问题,提出了一种热设计量化控制方法,即根据估算的整机功率计算箱体外表面积,再对箱体外表面积可达性进行判断,如可达则以该参数作为控制指标进行设计,如不可达则采用可达的最大表面积作为输入反算整机功耗,再根据计算结果对各电路功耗进行重新分配.经有限元仿真计算和试验一致证明该方法有效,可以实现惯导设计前期定量化的热设计控制,在很大程度上避免了后期因热可靠性及热试验问题的设计返工.     

前体尾流对降落伞工作性能的影响

为研究前体尾流对降落伞工作性能的非定常影响，基于Realizablek-ε湍流模型采用PISO算法开展了物伞系统的非定常绕流数值计算，获得了精细的流场旋涡结构。在此基础上，研究了不同拖曳比下物伞系统的尾涡演变规律、流场分布规律以及伞衣气动特性变化。结果表明:前体尾涡导致伞衣入口处的涡量大小和方向时刻变化，随拖曳比增加，涡量黏性耗散增强，进入伞衣的旋涡强度逐渐减弱，伞衣入口形成稳定的负涡量区，伞衣尾涡脱离周期随之延长；拖曳比对尾涡区后端（伞衣入口处）流场压力的影响远大于前端，随拖曳比增加，流动形式逐渐由闭式转变为开式，流场的速度分布和压力分布更为对称，伞衣入口形成稳定的正压区，内外压差增加；当拖曳比大于9时，前体尾流对降落伞阻力系数和表面压强系数的影响减小。      

抗辐照通用扩展SiP芯片设计

研究微小卫星综合电子系统的SiP技术实现方法。首先介绍微小卫星综合电子系统结构的组成和采用SiP技术的必要性，然后对综合电子系统进行功能模块划分，并对其通用扩展模块进行详细的SiP设计，包括抗辐照器件选型、原型验证、SiP原理图、基板管壳一体化设计、建模仿真、制造加工、实装测试验证等，通过SiP技术实现了一种星载综合电子系统中通用扩展SiP芯片产品，经过实际验证测试，在保证模块功能和性能的前提下，整体模块重量从230 g减轻到48 g，体积由180 mm?130 mm?17 mm减小到46 mm?46 mm?8 mm，很好地满足了星载功能模块小型化、轻量化设计需求。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志，飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围，可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象，基于过失速机动飞行试验的数据，开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性，研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法；针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性，进一步构建深度神经网络，对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计，过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°，融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。