MPEG2传输流协议分析及其在机载DVR中的应用

机载视频记录仪(DVR)是记录飞机视频信息的专用设备,用于完成对平显、下显、飞行员操作画面等多路视频信息的记录。分析了MPEG2系统层规定的传输流(TS)的码流格式,探讨了其在DVR中的应用的可能性及其优点。     

雾对能见度的影响估算

由于雾的产生造成的低能见度严重影响了飞机的起飞和着陆．通过分析能见度的微观影响因子得出具体的能见度数学关系式,为后续研究提供依据。通过对雾滴建立模型,即将雾滴看作均匀的球形粒子从几何光学角度分析了能见度降低的原因,用Matlab软件对雾滴谱分布进行拟合。在忽略复折射率和波长影响的情况下,主要考虑雾滴数密度与含水量是主要的影响因子,得出了能见度两种定量关系式。通过比较分析,将雾滴看作大小相同来计算能见度较准确,拟合的雾滴谱分布表明所建立雾滴模型的正确性。     

基于线性样条和CNN-LSTM的北斗卫星缺失数据处理方法

针对北斗某星辐射剂量探测数据缺失问题,提出了一种基于线性样条和CNN-LSTM神经网络模型的处理方法.在对数据特性分析的基础上,将原始数据分解为线性趋势项和季节波动项.对于线性趋势项,采用基于线性样条的缺失值处理方法;对于季节波动项,根据其时空变化特性,设计CNN和LSTM组合神经网络结构,完成季节波动项的缺失值处理....     

伪码测距中处理速率对再生时钟抖动性能的影响

在微小卫星再生伪码测距中,码同步环的跟踪性能是决定测距精度的关键,而数字处     

脉冲推力器输出性能的影响因素

为了在脉冲推力器设计中获得合理的设计参数,采用推力测试装置直接测量推力器推力的方法,研究了在不同直径喷喉、不同厚度膜片、不同质量主装药下的推力和总冲。喷喉直径由3 mm增大到4.5 mm,在喉径4 mm时推力和总冲最大,表明喉径太大或太小时推力都不能达到最大值。膜片厚度由0.2 mm增大到0.5 mm,推力由325 N变为429 N,总冲由0.161 N.s变为0.216 N.s,表明增加膜片厚度,输出单调增大。主装药量由180 mg增大到420 mg,推力由144 N变为347 N,总冲由0.068 5 N.s变为0.172 N.s,表明增大药量,推力和总冲都增加。     

基于滑模干扰观测器的近空间飞行器非线性广义预测控制

近空间飞行器(NSV)的飞行包络很大,特别在高超声速飞行过程中,系统将具有强烈非线性 、耦合性和快速时变性,同时将受到较大的外干扰及不确定性影响,这对控制系统提出了很 大的挑战。为此,提出了基于滑模干扰观测器(SMDO)的非线性广义预测控制(NGPC)策略,将 滑模控制的强鲁棒性和预测控制良好的动态性能相结合,设计了高超声速条件下NSV的姿态 制导控制律,进一步仿真实验,结果表明该飞控系统具有良好的控制性能和抗干扰能力。
     

基于B样条小波有限元激光陀螺抖轮的分析

建立了激光陀螺抖轮的三维有限元模型,对其振动特性进行了模态分析,建立了整个 模型B样条小波有限元模型;研究了一类新的有限元空间,它以B样条小波函数作为有限等参 元的形状函数;建立了模型的B样条小波有限元序列,利用B样条小波函数的变尺度特性在不 改变网格的剖分下提高分辨率,因此在处理局部应力集中,曲率分布突变边界等应用中具有 一定的优势,所以它的结果更接近于实际。最后对系统模型进行了仿真,给出了各个阶次 模态值,通过与传统有限元比较发现小波有限元具有收敛性好、求解迅速和网格划分灵活
等优点,这对于激光陀螺抖轮的优化设计具有重要参考价值。
     

固体运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计研究

研究多级固体运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计问题。建立了固体运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计相关数学模型,包括质量模型、动力模型、气动力模型和飞行程序控制模型,确定了轨迹/总体参数一体化优化问题的目标函数、设计变量和约束条件,提出了将自适应遗传算法和序列二次规划方法相结合的高效、高精度序贯混合优化算法,实现了固体运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计。仿真结果表明,与总体单位设计的原方案相比,优化方案运载火箭起飞质量减小13.62%,终端约束和路径约束均得到很好满足。其结果可为固体运载火箭总体优化设计研究提供理论参考。     

风洞分布式支撑天平测力试验技术研究

采用双尾支撑测量形式的加工、装配误差会使系统内应力过大,影响测量精度。针对某“双机身”飞机CTS 风洞试验气动力测量需求,发展基于多维力天平内置的风洞分布式支撑天平测力试验技术;研制具有消除系统内应力功能的双支撑系统,提出两种6 分量双支撑天平校准及测力方法,并对数据处理和双支撑系统可靠性进行检验加载、对比分析和验证。结果表明：风洞分布式支撑天平测力试验技术能够有效消除双支撑天平系统由于过约束而导致的固有装配内应力,双支撑天平系统各部分连接、测量可靠;两种校准测力方法测量精度相当,均能达到单台应变天平测量误差水平,可满足风洞试验测量精度需求;综合考虑现有校准设备校准能力,最终采用“合成式校准测力”方法进行的风洞试验,获得了满意的试验测力精度。     

燃烧室电火花点火模型

为了准确掌握影响航空发动机燃烧室点火边界的关键因素,并建立燃烧室点火边界预测模型,对单头部燃烧室的点火过程及点火边界进行了试验与理论研究。获取了燃烧室点火过程的火核生成与传播特性曲线,形成了拓宽燃烧室点火边界的优化方法,基于点火恢复时间建立了燃烧室点火边界预测模型,并对预测模型的精度进行验证。结果表明:提高喷嘴雾化性能是提升点火性能的最有效途径,点火模型预测结果与试验结果相符度较好,模型的最大误差小于20%,满足燃烧室工程设计需要。