脉冲风洞中进气道起动过程试验研究

在马赫8炮风洞中开展了不同初始真空压力条件下风洞喷管启动过程对侧压进气道启动的影响研究。通过调节进气道几何收缩比和风洞运行的初始真空压力,完成了收缩比分别为2,4.25,5.56,初始真空压力变化范围为60 Pa~3 kPa的多种工况测压、纹影实验。实验数据表明,当收缩比较小时,即使初始真空压力很高,甚至严重影响了风洞的有效运行时间,进气道也能够启动;当进气道收缩比较大时,炮风洞喷管启动过程会影响进气道启动,即进气道是否启动受风洞初始真空压力变化而十分敏感。     

一种面向矢量视频处理器的并行存储结构

视频编解码算法不仅复杂度非常高,对数据存储需要密集的矢量化访问.针对这一问题提出了一种线性斜移结构的二维存储方案,支持任意行或任意列的单指令存取,与SIMD(Simple Instruction Multiple Data)结构的矢量处理器相结合,能够成倍的加速视频计算的执行效率.给出了该方案的地址计算逻辑和存储结构,精简的地址计算逻辑和数据重排逻辑构成了视频处理器的矢量地址产生单元,解决了数据重排的高延迟和高复杂度问题.结合H.264视频编码标准对这一结构的性能进行了分析和对比,对该编码标准中的运动估计,分像素插值和去块效应滤波这3个计算复杂度最高的模块在该结构下的执行效率进行了分析和对比.      

单曲面复合材料层合构件的固化变形计算

用建立在铺层热胀效应和化学收缩效应基础上的层合板等效自由固化应变,来描述采用对称均衡铺层设计的复合材料构件的固化变形特征。在此基础上给出一种相对简单、快速的有限元计算模型,用于预测单曲面层合构件的固化变形趋向,并给出相应的算例验证变形数值计算的精确程度以及与实际情况的吻合程度     

基于在线轨迹迭代的自适应再入制导

针对传统轨迹跟踪制导方法在再入飞行中无法较好适应导航模式切换等突变状况的问题,提出了一种能够有效应对制导系统输入信息不连续性的自适应在线轨迹生成方法。该方法通过实时的多项式拟合以及迭代过程确定满足终端约束条件的高度-速度剖面,并解算出当前飞行状态下所需的攻角与倾侧角指令,从而平稳、精确地将飞行器引导至末端能量管理段。通过对速度与能量、高度、轨迹倾角以及待飞航程等状态量建立解析关系,该方法拥有迭代速度快以及收敛性强的优势。仿真结果显示,该方法对输入信息的误差及跳变等不确定因素的适应性很强,在各类干扰情况下较传统方法拥有更高的制导精度。相较于传统轨迹跟踪制导方法,该方法在实际应用背景下显著地提升了制导的自主性与适应性。      

平面近场测试中探头位置误差的分析

文章首先给出了平面近场测试中探头位置误差对远场的误差表达式;然后,利用计算机仿真的方式分析了平面近场测试中位置误差对-50dB副瓣的影响。此种误差分析方法根据概率论的知识,结合天线方向图的特点,从全域的角度对误差进行评估,更全面的考虑了所有的因素,从而结果更为可靠和精确,并得到了一些有用的规律和结果,为平面近场测试中误差的分析提供了一定的理论依据。     

基于正余弦耦合的三轴速率平台控制结构优化

针对三轴速率平台进行三自由度的动态摇摆时出现的平台台体线性漂移问题,提出了一种基于正余弦耦合的三轴速率平台稳定回路控制结构优化方法。当三轴平台进行三自由度摇摆运动时,由于框架间角运动激励的物理耦合和角运动解耦激励的数学耦合,平台台体会产生动态漂移。首先建立三轴平台的角运动输出模型,再根据传递特性将平台基座上的角运动代入到台体伺服控制回路中得到交叉耦合误差项。其次,对比三轴速率陀螺平台和三轴位置陀螺平台在稳定回路控制结构上的异同,分析动态摇摆条件下造成平台台体出现正余弦耦合误差和台体大漂移率误差的形成机理,根据误差源进一步对三轴速率平台的稳定回路控制结构进行了设计优化。最后通过仿真和三自由度转台摇摆试验可见,摇摆过程中不再出现框架角的较大线性漂移,验证了稳定回路结构优化的正确性。     

天基干涉合成孔径雷达技术发展与展望

天基干涉合成孔径雷达(InSAR)技术发源自合成孔径雷达(SAR)技术,突破性地实现了平面向立体维度的拓展,并在此基础上衍生了差分干涉(D-InSAR)等一系列技术研究方向.经过近30年的技术积累和工程实践,InSAR技术已从理论走向工程实践,填补了天基高效测绘手段的空白,产生了极大的应用效益,其中,德国TerraSA...     

近地卫星磁测自主定轨及原型化

利用三轴磁强计的测量信息可实时地确定卫星轨道。采用扩展卡尔曼滤波作为处理磁测自主定轨问题的滤波算法．并以地磁场强度幅值作为测量值，建立了近地卫星磁测自主定轨的数学模型。在数学模型的基础上实现了基于PC机、dSPACE一体化系统的原型化(Prototyping)实验。该原型化实验对磁测自主定轨的方案、理论、算法及实时运行特性做了进一步的验证。     

极大似然法及在有控飞行器气动参数辨识中的应用

 <正> 一、引言 飞行器气动参数辨识作为系统辨识理论在航空、宇航领域的应用分支,在一些发达国 家受到了相当的重视,并且从70年代以来已形成了气动参数辨识软件包,不仅缩短了飞行器的设计、改型及性能分析的周期,并且还具有靠风洞实验或理论分析所不具备的优点。目前飞行器的气动参数辨识虽已有很大发展,但是对有控飞行器的闭环辨识问题仍未解决,分析传感器非线性因素对气动参数辨识结果的影响也不够深入。本文使用极大似然法,结合某有控飞行器的全弹道仿真数据,研究了在闭环飞行状态下进行气动参数辨识所存在的问题,分析了传感器的非线性因素对气动参数辨识的影响。     

离散滑模导引律设计

 基于平面内目标-导弹相对运动方程的离散形式,给出了离散滑模变结构导引律设计方法。推导出了一种与连续时间自适应滑模制导律的离散化形式相同的离散变结构导引律。在不需要知道目标法向加速度界限, 而只需要知道其在两个采样周期之间可能变化范围的条件下,设计了一种能显著降低系统抖动的离散滑模导引律,设计的同时给出了一种近似估计目标法向加速度的方法。从理论上证明了上述两种离散滑模导引律具有有限时间收敛的特性。讨论了离散滑模导引律的准滑动模态的切换带范围,给出了离散滑模导引律的终端脱靶量计算方法,最后以某空间拦截问题为实例验证了本文结果的正确性。