LD-CELP语音编码算法研究及微机模拟

国际电报电话咨询委员会（ＣＣＩＴＴ）１６ｋｂｉｔ／Ｓ低延迟码激励线性预测编码算法（ＬＤ-ＣＥＬＰ算法,Ｇ．７２８建议）是一种低时延、高效率的算法,该算法和传统的激励线性预测编码算法（ＣＥＬＰ）相比,编码时延从２ｍｓ缩短到０．６２５ｍｓ,计算复杂度也有所降低。文章从语音线性预测编码和语音的矢量量化两个方面阐述了该算法的基本原理,并在微机上对其浮点算法进行了模拟,获得了较好的语音恢复质量。     

0级数据带几何处理方法探讨

0级数据带的系统校正需要有卫星姿态控制参数。在星历参数充分的条件下,经过系统校正可得到一级带。在实际应用中,有时会遇到星历参数不全或几乎没有星历参数的情形,针对这种情况,文章提出了一种不使用任何星历参数,利用影像自身的连续性和相关性对0级数据带的处理方法。处理结果表明总体视觉效果良好。     

三维雷达罩和天线系统雷达截面的一体化分析

将入射平面波展开成一系列三维复射线波束场,分析各波束经过多层介质雷达罩的透射与旋转抛物面天线反射后,提出了一种等效复射线源来得到最终散射场的方法。设计了反射与透射的通用自动追踪程序,可进行天线和无线罩一体化的雷达载面（ＲＣＳ）分析,给出了一个数值计算实例。     

CIMS环境下的配置管理系统

描述了计算机集成制造环境下各部门协同进行产品开发的过程,定义了支持这一过程的配置管理系统的功能需求。该系统可以控制产品数据的修改,使参与产品开发的各个部门随时共享到有效的设计数据;还讨论了系统的数据模型及其总体框架。     

支持产品设计信息管理的"参数面"模型

在研究产品设计和产品设计过程的基础上,建立了支持产品设计过程动态管理的参数面模型。对产品设计的参数组织和管理进行了深入研究,给出了参数面模型支持下的应用实例。     

基于支持向量机的直升机旋翼不平衡故障分类研究

提出一种利用支持向量机进行直升机旋翼不平衡故障诊断的方法,建立了用于直升机旋翼不平衡故障识别的支持向量机诊断模型,进行了直升机旋翼不平衡故障模拟试验,分别采集了在旋翼配重不平衡、桨距不平衡、后缘调整不平衡和正常状态下的试验台体振动信号,并对其进行了功率谱分析.采用基于支持向量机的诊断模型对旋翼不平衡故障进行了故障分类识别,并与基于径向基神经网络的诊断模型进行了故障识别效果对比.结果表明基于支持向量机的诊断方法在小样本条件下,对旋翼不平衡故障具有良好的识别能力.     

PSK伪码速率估计

在电子侦察中码速率参数没有先验知识,因此需要对其进行估计。本文提出了一种BPSK(B inary phase-sh ift key ing)和QPSK(Q uadrature phase-sh ift key ing)相位编码信号的码速率估计方法。首先估计信号的载频和初相,然后由估计的参数构造相关接收机,相关接收机的输出在相位跳变处出现拐点,利用拐点之间的距离进行码元宽度估计。仿真结果表明,本方法比H aar小波变换法性能好,尤其在信噪比低于7 dB时,仍然具有较好的性能。对31位M序列,信噪比在0 dB时,均方根误差接近0.01。     

障碍物对脉冲爆震发动机性能影响的数值模拟

运用计算流体力学方法计算了理想脉冲爆震发动机（PDE）单次爆震的性能参数,并和Wintenberger半分析模型进行了对比,研究了圆环形障碍物阻塞比和节距内径比对空气流动损失和脉冲爆震发动机单次爆震性能的影响,并与连续的多脉冲爆震实验的相关结果做了比较。研究结果表明,数值模拟计算得到的冲量和Wintenberger半分析模型得到的冲量非常接近,佐证了数值模拟方法和结果的正确性;障碍物阻塞比增大、节距内径比减小或进口速度增大,空气流过障碍物时的总压恢复系数减小,流动损失增大;障碍物阻塞比增大,单次爆震的体积比冲减小,单位燃油消耗率增大,性能降低;当阻塞比为41％时,体积比冲为理想爆震管体积比冲的92％,损失了8％;障碍物节距内径比增大,单次爆震的体积比冲先减小后增大,而单位燃油消耗率先增大后减小,不同节距内径比的体积比冲为理想爆震管体积比冲的94％左右,不同节距内径比对性能影响规律与多次脉冲爆震实验结果趋势符合。     

Using a pressure controlled vortex design method to control secondary flow losses in a turbine stage

A turbine design method based on pressure controlled vortex design （PCVD） is presented to design a small-size turbine stage. Contrary to the conventional controlled vortex design （CVD） method, the main objective of PCVD is to control the axial velocity and radial pressure in the sta- tor rotor gap. Through controlling axial velocity, the PCVD establishes a direct tie to meridional stream surface. Thus stream surface variation is induced, resulting in a large secondary flow vortex covering the full blade passage in the respective stator and rotor. This secondary flow vortex could be dedicated to control the secondary flow mitigation and migration. Through radial pressure, the PCVD is also associated with the macroscopic driving force of fluid motion. So the better benefit of CVD can be achieved. The core concept behind PCVD is to mainly control the spanwise pressure gradient by altering profile loading at various spanwise locations. Therefore not only the local pro- file lift is affected, but also the resulting throat widths, stage reaction degree, and massflow rate are altered or redistributed respectively. With the PCVD method, the global stage efficiency is increased successfully while the mass flow rate keeps constant. Additionally there is no endwall shape optimization, stacking optimization, or pitch/chord variations, concentrating solely on varying blade profile deflections and stagger.     

MFC/MFS系统及其在微机辅助无人机总体设计中的应用

本文推导了三维空间改进型Ferguson曲线曲面参数矢量方程,证明了这种曲线的几个有用的几何性质。 文中给出了同一特征多边形,利用Bézier,三次均匀B样条和改进型Ferguson曲线三种方法的计算结果。 简要介络了改进型Ferguson多项式函数在MIC-80微机控制动态试验系统中的试用情况。 最后,提供了利用MFC/MFS曲线曲面系统在紫金Ⅱ微机系统上所设计的花瓶和杯子的轴测图,及利用ADSS软件包在IBM PC/XT微机系统上设计和无人驾驶飞机的各种透视图及三面图,並介绍了ADSS软件包的使用框图及机翼的人-机交互设计框图。