细节信息容量与MTF相关分析

文章从信息容量的角度出发，对图像宏观质量做出评价，再通过研究图像的细节信息容量参数，对在宏观上质量相当的图像做出更进一步的评价，挑选出边缘清晰、纹理等细节信息丰富的图像。然后将该评价参数与Ealing仪测得的调制传递函数（MrrF）值的变化趋势作曲线回归分析，实验结果表明，细节信息容量与数字成像系统的MTF值的变化有着很好的正相关关系，这对评价数字成像系统MTF变化情况具有较好的实际应用价值。     

航天器碰撞分析方法研究

作为航天器碰撞与规避控制方法研究课题的一部分,为此分别建立了航天器及其它空间目标的轨道确定方法;并在此基础上,提出了可能与航天器碰撞的其它空间编目目标的初选准则和碰撞预报算法。实测数据计算表明,该方法对于航天器轨道设计以及飞行安全性分析等均是实用可行的。     

试验样机可靠性的一种评定方法

评述来自国外的一种试验样机可靠性的评定方法。该方法针对可靠性指标很高的一次性使用产品，根据地面预先试验结果，以可靠性增长观点对试验样机的可靠性进行评定。为解决这类产品的试验样机可靠性评定困难提供了一种现实的方法，颇有新意，但也有值得注意的问题。     

基于线性稳定性分析的翼尖涡摇摆机制

在涡不稳定性特征的影响下，翼尖涡会在尾迹中发生摇摆运动。为了揭示翼尖涡摇摆的本质原因以及发展机理，采用体视粒子图像测速（SPIV）技术和线性稳定性分析方法对不同雷诺数和迎角下NACA0015等直翼产生的翼尖涡在尾迹区的不稳定性特征及发展进行研究。结果表明：在1~6倍弦长的尾迹区内，翼尖涡存在摇摆现象，摇摆幅值随流向放大，且摇摆运动沿流向逐渐呈现出各向异性特征；在大迎角条件下，翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快。采用线性稳定性分析方法，定量化分析翼尖涡的稳定性、空间/时间不稳定性放大率和扰动频率随流向的发展过程。结果显示，在雷诺数2.1×10⁵~3.5×10⁵范围内，翼尖涡均处于临界稳定状态，扰动频率为3~5 Hz。基于线性稳定性分析结果，发现在大迎角条件下翼尖涡时间/空间不稳定性放大率更大，解释了当迎角增大时翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快的现象。另外，由线性稳定性分析得到的最不稳定模态显示翼尖涡的横向速度扰动具有明显的方向性，从而诱导翼尖涡产生摇摆运动；速度扰动方向的周期性变化则使翼尖涡摇摆区别于一维的随机振荡，而是表现为在各方向均含有分量且具有主频的摇摆运动。这种由不稳定性导致的速度扰动是翼尖涡摇摆的内在机制，其不稳定性放大率控制着摇摆幅值的增长速率，而其横向速度扰动的方向性与周期性则决定了翼尖涡的摇摆特征。     

一种面向节能的星载实时任务动态调度算法研究

星载嵌入式操作系统性能和任务能耗之间的平衡非常重要,采用合理的处理器和电压分配策略是一个重要手段。提出一系列基于计算概率的建模方法,用来解决星载实时嵌入式系统中对于具有数据依赖的非周期性任务的处理器和电压分配相关问题,并且能够确保所有的任务都能在时间约束下执行。首先设计一个处理器调度算法,将任务的有向无环图(DAG)映射到一组可变电压处理器上,然后使用动态编程算法为每个任务分配合适的电压。通过带有重启的局部搜索策略从候选解集中获取最优解,以解决局部最优陷阱问题。通过实验说明,所提出的算法与其他算法相比,在所有时间约束下具有更好的能效。     

基于弹载捷联惯性导航系统精确导航的双欧拉全姿态方法

垂直发射的地空导弹在大机动飞行时,其四元数法姿态角输出存在奇异性。为解决该问题,提出了正、反欧拉角微分方程切换的双欧拉全姿态解算方法。对正、反欧拉角微分方程进行了详细推导,论述了正、反欧拉角微分方程精华区与奇异区的倒置关系。在此基础上,建立了正、反欧拉角的转换公式。根据正欧拉角的俯仰角对正、反欧拉角无缝切换,有效解决了俯仰角在±90°附近时姿态奇异性问题。仿真和半物理试验的结果表明:双欧拉全姿态算法解算的实际姿态与理论姿态保持一致,在奇异点附近的姿态角仍能正常输出,未出现突变现象,该方法得出的导航精度比四元数法得出的导航精度提高了9.81%。     

作战任务对防空导弹武器系统威胁判断结果的影响分析

梳理了判断涉及的目标参数结合武器系统的作战任务需求。提出了一种根据作战任务建立威胁判断数学模型的指导方案，给出了如何应用该方案对已有模型进行改进的措施。仿真分析中对一种基于层次分析法和模糊综合决策法的空袭目标威胁评估模型进行改进，在多目标的空袭环境中演示了不同作战任务对目标威胁判断结果的影响，验证了模型的工程参考价值。     

BPT-4000霍尔推力器功率处理单元

BPT-4000是世界上迄今为止在空间应用中功率最大的霍尔推力器,其配套的功率处理单元输出功率可达4.5 kW。详细介绍了BPT-4000功率处理单元的性能参数,内部各电源模块的设计状况。BPT-4000功率处理单元测试结果表明,其各项电性能指标均优于设计要求。     

高超声速飞行器表面横缝旋涡结构及气动热环境数值模拟

针对高超声速飞行器表面横缝内部流动,通过求解可压缩Navier-Stokes方程,自主研发了一套能够较好模拟缝隙流动特性的CFD软件,利用该软件对横缝进行了数值模拟。研究表明,对于缝隙内黏性起主导作用的低速流动,通常需要密度足够充分的网格才能获得较好的计算结果。收敛后的壁面热流与文献实验热流吻合较好;缝隙内部旋涡个数近似与缝隙深宽比成比例,与文献中的有关结论完全一致。缝隙壁面热流分布受旋涡结构影响,会出现波浪式变化。因此,合理捕捉旋涡结构对于缝隙壁面热流的数值模拟有着重要意义,本文CFD软件对高超声速飞行器表面横缝的计算结果具有较高可信度。     

非经典粘性阻尼离散系统随机振动响应分析

为了解耦非经典粘性阻尼离散系统随机动力方程,本文引进"复模态对位移"(Paired Complex Modal Displacement-PCMD)的概念,用以表示复模态及其共轭复模态的配对位移。基于这一新概念,给出了非经典粘性阻尼线性离散系统的解耦分析,由此构成一个在随机激励作用下随机响应分析的简洁方法。另外,还采用了虚拟激励法进行功率谱密度矩阵分析,与传统方法进行响应的功率谱密度矩阵分析相比,这一方法大大提高了随机振动分析的效率。