OFDM系统定时偏差补偿算法

为了消除正交频分复用(OFDM,Orthogonal Frequency Division Multiplexing)符号定时偏差对信道估计的影响,提出了一种补偿算法.理论分析表明相移可以被看作是信道统计特性的变化,并且在使用线性插值的信道估计方法时估计误差会扩大.该算法利用符号定时偏差会引起子载波相位旋转的特点,对信道估计进行补偿.仿真结果表明,在多径信道下,在信噪比为20 dB定时位置位于循环前缀中点时,使用该算法后信道估计均方误差是通常线性插值算法的25%,因此新算法缩小了信道估计均方误差.实验结果表明,该算法提高了接收机的性能.     

基于试验气动力的飞机副翼效率优化

针对弹性后掠翼飞机在使用试验气动力分析时所出现的副翼反效问题,利用遗传算法对机翼结构进行优化.弹性飞机副翼效率计算采用试验气动力.重点针对一个发生副翼反效的严重飞行状态点进行了机翼结构优化,对比分析了优化前后副翼效率、相同副翼偏度下所产生的滚转率随飞行动压的变化及颤振特性的变化.并比较了基于试验气动力的情况下只针对单一飞行攻角的优化结果和同时考虑多个飞行攻角的优化结果,分析了飞行攻角对优化结果的影响.结果证明:利用结构优化方法可有效在详细设计阶段解决弹性飞机严重飞行状态点副翼反效问题,并且优化结果对飞机颤振特性基本无影响.     

CBERS-02B卫星HR相机遥感影像RPC校正方法

有理多项式函数模型(Rational Polynomial Camera,RPC)是目前国际上广泛使用的高分辨率相机成像几何模型,文章介绍了CBERS-02B卫星高分辨率(High Resolution,HR)相机遥感影像RPC模型校正方法,首次把RPC模型引入CBERS-02B卫星生产系统进行自动化生产,并对试验数据进行分析,验证了RPC模型的精度。     

Inhibition Effect of Water Injection on Afterburning of Rocket Motor Exhaust Plume

 One of the most important characteristic signatures of the exhaust plume from rocket motor is the afterburning phenomenon, and the injected water into the plume could inhibit the afterburning. The calculation model for the gas-liquid multiphase flow field with chemical reaction in the plume is built. By inducing the energy source terms caused by the vaporization of liquid water, condensation of the vapor and chemical reaction in the energy equation, the gas-liquid multiphase flow field and the afterburning phenomenon are calculated in a coupling way. Mixture multiphase flow model is used to calculate the gas-liquid flow field, and the vaporization mechanism is used to investigate the water vaporization process. The temperature contours are obtained and accord well with the experimental photos. The mass fraction contours of primary species are obtained, which can indicate the extent of inhibition effect of water injection on the afterburning phenomenon in the plume. When water is injected into the plume, the region of afterburning reduces a lot, and temperature on the ground wall declines rapidly, which can de-crease the ablation of the combustion gas to the launch ground.     

真空室压升法测量液态工质漏率可行性分析

文章旨在探讨压升法测量液态工质漏率的可行性,研究液体泄漏的试验方法。首先根据液体饱和蒸气压的理论分析,得出液体挥发引起的定容压力增量;之后通过微进样系统,采用真空室静态升压方法,分别以全氟三乙胺和乙二醇水溶液为研究对象进行试验分析,研究得出漏入液体量V与压力变化ΔP成线性关系,与理论分析计算结果相符合,证明了压升法测液态工质漏率的可行性;最后提出了微量采样系统进行比对测量液态工质漏率的压升试验方法及计算公式。研究结果表明,压升法可有效地测量液态工质漏率,为液体的流动试验研究提供参考依据。     

国产数字信号处理器在轨验证技术研究

文章通过研究某国产数字信号处理器（XX-DSP）体系结构、DSP地面测试方法和空间环境对DSP的典型影响,设计了一种针对国产DSP类器件的在轨验证方法。验证系统硬件平台采用1∶1热备份设计,提高系统可靠性;验证方法借鉴当前地面应用广泛的功能测试方法,覆盖DSP的全部功能单元;另外考虑空间环境中的电离总剂量效应和单粒子效应影响,对DSP的片内RAM和内部寄存器的单粒子翻转（SEU）进行统计,并最终给出单粒子翻转率,同时检测DSP单粒子锁定（SEL）;最后通过运行DSP典型应用算法——有限长单位冲激响应（FIR）滤波算法验证DSP的系统功能,全面考核国产DSP的空间环境适应性。     

航天器声振力学环境预示与验证

针对航天器声振力学环境预示的难题,开展大型复杂航天器声振力学环境的预示方法研究和试验验证。首先结合航天器声振力学环境的特点,研究采用混合有限元-统计能量分析（FE-SEA）方法建立航天器声振预示模型的关键技术,在此基础上建立整星级和系统级航天器（整流罩-卫星-仪器舱-适配器组合体）的混合预示模型,最后将预示结果与噪声试验数据进行对比,验证了预示方法和模型的有效性,并基于分析结果探讨影响航天器声振力学环境预示精度的关键环节。     

钛合金宽弦空心风扇叶片数控切削加工关键技术

数控切削加工是最终保证钛合金宽弦空心风扇叶片制造精度的重要技术手段。分析了采用超塑成形/扩散连接技术制作的钛合金宽弦空心风扇叶片结构特征以及毛坯状态,指出了后续的数控切削加工应突破复杂曲面结构测量、加工变形控制以及切削加工误差补偿等关键技术。提出了开发集测量、分析和加工为一体的数控切削加工集成系统的研究思路,可为实现钛合金宽弦空心风扇叶片加工精度的精确控制提供指导。     

DS/FH混合系统快速同步的研究

对于DS(Direct Sequence)/FH(Frequency Hopping)混合系统,提出了一种快速同步方案.同步包括捕获和跟踪两个阶段,在捕获阶段,利用快速频率识别方法对接收信号频率进行估计,实现混合系统的快速捕获;在跟踪阶段,根据获得的接收信号频率信息,等待在某一个特定的频率,通过直扩信号的捕获、跟踪、解调过程,获取接收信号的跳频同步信息,从而实现混合系统的快速同步.建立了DS/FH混合系统同步过程的数学模型,推导出采用该方案平均捕获时间表达式以及等待搜索同步法平均捕获时间计算公式.在高斯白噪声环境下,仿真结果证明了方案的有效性,在E_c/N₀=-15?dB时,通过合适的门限选取,混合系统的最小平均捕获时间可以缩短为一般常用等待搜索同步法的1/4.     

多基线组合求解深空航天器载波相位模糊方法

针对深空航天器高精度定位需求,提出多基线组合求解载波相位模糊方法,获得比群时延更精确的相时延,极大地提高无线电干涉测量精度。首先建立多基线组合求解载波相位模糊的数学模型,推导该方法对长短基线组合的约束条件。然后利用美国甚长基线阵(VLBA)对本文方法进行仿真校验,结果表明航天器定位精度可以达到纳弧度量级。最后结合我国已有干涉测量网,分析在我国未来深空探测任务中采用多基线组合测量载波相时延的可行性,给出满足方法约束的站址选择建议,可为我国深空导航无线电干涉测量技术的发展和深空测控网的完善提供参考。