三轴一体光纤陀螺定位定向系统的导航计算机设计

针对三轴一体光纤陀螺定位定向系统的设计要求,提出了基于DSP和FPGA导航计算机设计方案。主要从硬件设计和软件设计对导航计算机进行了介绍,硬件设计主要讲述导航计算机的设计原理以及DSP和FPGA芯片的选型;软件设计主要阐述了FPGA和DSP各自完成的功能,并对FPGA数据采集及处理以及导航计算机与控制显示器之间的通信进行了说明。经过系统的静态寻北试验及跑车试验验证,设计的导航计算机可满足系统的各项要求。     

捷联惯性导航计算机小型化设计

为满足捷联惯性导航计算机的小型化和实时性要求,本文设计了一种使用基于SoC技术设计的A2F500芯片为硬件平台的实现方案。新型的导航计算机与传统的以DSP+FPGA为架构的导航计算机相比,有效地减小了体积,降低了功耗和成本,提高了系统的可靠性,达到了预期的目标,对导航计算机的进一步小型化具有重要意义。     

基于FPGA的可重新配置片上导航计算机设计

采用Virtex-4 FPGA芯片设计了片上组合导航计算机系统.该导航计算机使用FPGA内嵌的PowerPC硬核处理器进行导航运算,在FPGA逻辑中集成IP核来实现控制、接口通信和部分运算的硬件加速,提高了系统集成度.此外,该系统还可以通过硬件编程对FPGA逻辑进行重新配置,使该导航计算机在不同应用场合满足对接口、功能的要求.     

多路可编程讯号源的设计与调试

本文介绍一种12路可编程讯号源的设计及其调试。阐述了12路可编程讯号源的硬件、软件的实现方法。由于它是计算机实时控制多点激振系统的输入部件,因此要求讯号源有较强的功能,如频率变化、幅值变化等。同时,为了满足系统的需要,要求讯号源的幅值变化当量尽可能地小。文章列从事计算机应用的软硬件人员有一定的参考价值。     

基于PCI Express总线的接口模块设计与实现

为满足高度综合化发展对嵌入式处理系统交联信号的多样性要求,提出了一种基于PCI Express总线架构的多功能接口模块的设计实现方案。采用一片FPGA作为逻辑设计芯片,实现了包括FC、RS422、ARINC429、USB、IDE等多种接口,满足了综合化发展对模块功能、功耗和重量等要求,可通用于各类综合处理系统接口设计中。     

光电经纬仪红外成像跟踪处理器的研究与实现

以高性能数字信号处理器TMS320C6203为核心,结合CPLD（可编程逻辑器件）进行逻辑控制,用FPGA（现场可编程门阵列）进行预处理,设计了实时目标检测和跟踪系统。介绍了实时图像处理系统的硬件组成、工作原理、软件流程,重点分析目标检测算法和系统实时性。该系统被成功用于光电经纬仪红外图像处理系统中,经试验证明,系统对弱小目标的检测、识别和跟踪能力达到实际工程的实时性需求,大大提高了数据采集能力与处理速度,采样精度得到很大提高,完全满足系统设计要求。     

基于FPGA 的机载视频切换显示和检测方案的设计与实现

提出了一种基于FPGA 的机载视频切换显示和检测方案。以可编程逻辑器件（FPGA）为核心处理器, 阐述了整个系统设计原理,并详细介绍了系统内部的硬软件设计。最后,搭建硬件测试平台进行测试和验证。 设计实现了5 路PAL-D 制视频输入、6 路PAL-D 制视频输出的实时切换显示功能,同时,对输入输出视频有 效性进行了检测。极大地简化了系统硬件架构和逻辑算法,且视频输出延迟较低,从而降低了系统功耗,提高 了系统的可靠性。     

基于FPGA和AD9914的可变频率源设计

为满足新式雷达对于信号发生器的较高需求,提出一种依托于直接数字频率合成技术的可变频率源设计。选择AD9914芯片进行基于DDS技术的信号发生器,主控芯片选用具备并行优势的现场可编程门阵列,对系统框架以及FPGA、AD9914的硬件以及逻辑设计进行了详细的描述,利用Modelsim软件对AD9914的控制逻辑进行了功能仿真验证。经验证,频率源能够根据需求输出指定频率的信号,而且具有响应速度快、便于控制以及高分辨率的优势,为信号发生模块的设计提供了新的设计思路。     

基于FPGA的平台地面电路系统设计

本文围绕如何利用FPGA 技术实现平台地面电路系统功能这一主题进行了详细的系统设计、程序实现、程序仿真及结果分析。首先,依据平台系统的要求提出了基于FPGA的平台地面电路系统的总体设计方案。之后,按照接口电路的工作流程要求和状态控制要求,进行功能化模块设计和程序仿真。重点是按照地面控制回路电路的工作原理进行电路的连续系统设计、仿真、离散系统设计、仿真、分析、程序仿真及结果分析。最终,完成了FPGA的平台地面电路系统的设计。仿真的分析结果表明本设计控制流程正确,控制系统稳定可行,回路各项参数满足平台系统要求。     

基于FPGA的惯性平台数字稳定回路设计实现

为了适应平台系统一体化、小型化设计要求,本文提出了以FPGA为核心的数字化平台稳定回路实现方案.在该方案中,对稳定回路的主要组成部分如滤波器、校正网络、PWM模块进行了数字化设计,并给出了相应的FPGA实现方案.FPGA将数字电路的设计软件化,同时具备硬件电路的高可靠性和软件算法的灵活性.实验结果表明,该电路可以达到较...     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

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.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

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.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。