故障注入方法与工具的研究现状

本文将故障注入技术分为基于模拟的故障注入和基于物理的故障注入两类，并从应用方法和工具结构两方面介绍了该项技术的研究现状。     

气液双组元单喷嘴高频不稳定性热模拟试验研究

本文介绍了在低压下进行气液双组元单喷嘴高频稳定性热模拟试验的基本情况、试验方法、试验原理和试验结果。该试验方法独特、操作简便、成本低廉、危险性小。这种试验方法可应用于其它新型号的研制和喷嘴设计中。通过单喷嘴高频稳定性热模拟试验,可以获得喷嘴结构参数和工况参数变化对高频燃烧稳定性的影响趋势,在液体火箭发动机研制初期可获得较为可靠的高频燃烧稳定性信息,选出燃烧稳定性相对好的喷嘴方案,可以降低发动机研制成本和降低研制风险。     

跨超声速开式空腔流激振荡模态预估分析

以Rossiter和Heller的开式空腔流激振荡物理机制与模态预估分析方法为基础,采用量纲分析方法,对描述腔体流激振荡特性的参数进行无量纲处理后进行了分析,并提出了一种新的激振频率预测半经验公式中常数值选取方法,通过风洞试验结果和国外文献结果进行验证,表明该方法基本可行。     

基于间隔译码的处理器瞬时故障检测

同时冗余线程（SRT）重复的取指过程加剧了I-Cache和取指部件的负担，冗余线程间的取指冲突还会严重影响处理器的整体性能。在深入分析SRT故障检测机理和性能瓶颈的基础上，提出间隔译码的同时冗余线程（SD-SRT），特点如下：用统一取指队列和间隔译码技术取代间隔取指技术，在保持容错能力的前提下明确消除了冗余的取指过程，有效缓解了取指部件和I-Cache的压力，进而提高了整体性能；用统一的寄存器分配和验证机制，取代复杂的RC-Buf结构。实验表明，SD-SST比SRT性能提高20％以上，取指次数降低43％。此外，SD-SRT还显著降低了硬件设计的复杂度。     

航天器快速绕飞任务的六自由度滑模控制研究

随着航天器在轨服务的发展,快速绕飞成为当前航天任务设计的一个重要课题.快速绕飞采用受限相对运动轨迹,为了实现任务目标需要考虑航天器位置与姿态的六自由度耦合控制问题.采用滑模变结构控制理论,解决了航天器快速绕飞的六自由度推力控制问题.首先.从完全非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数表示的姿态运动学方程出发,建立了包含未知有界干扰的六自由度动力学模型,该模型形式简单,适用于任意偏心率的目标轨道;其次,以圆形绕飞为例,给出了任意方位快速绕飞轨迹的数学表示和任意位置期望姿态的计算模型;然后,考虑航天器形状及推力器配置,应用滑模变结构控制的趋近律方法,设计了对未知有界干扰具有鲁棒性的控制律.最后的仿真算例验证了控制律的有效性.     

新型同心筒自力发射热环境优化设计

针对新型路基同心筒自力发射热环境评估与优化设计问题,依托弹性变形和域动分层结合的动网格技术,求解了二维轴对称N-S方程,分析了"中段导流"同心筒动态热环境特性,确定了热环境评价指标;通过建立以优化拉丁超立方实验设计和四阶响应面为理论基础的近似数学模型,解决了CFD自动建模困难、直接寻优计算量大的难点;利用多岛遗传和梯度优化算法搭建组合优化策略平台,克服了流场在不同热结构条件下的强非线性问题,并构建了支持近似数学模型的热环境优化构架。对比数值结果表明,倒吸进入内筒的低温气体有力改善了同心筒热环境;建立的近似数学模型精度较高,满足工程需求;优化后,热环境特性发生良性变化,导弹总体热环境得到显著改善。     

宽带被动测向系统测角特性的单片机实时补偿

本文对宽带被动测向系统由于两路不对称造成的测角特性曲线偏差，提出了一种单片机实时补偿方法，并给出了补偿系统框图，实验证明，该方法有较好的工程实用价值。     

甘肃空管分局举办航空气象预报技术比武活动

针对秋季气候多变的特点，为作好复杂气象条件下的飞行气象服务工作，确保区域内的飞行安全。9月6日，甘肃空管分局举办了航空气象预报技术比武活动，空管局有关领导亲临现场进行了指导。[第一段]     

长焦距TDI CCD遥感器光学系统的特点和发展趋势

文章介绍了国外有关长焦距ＴＤＩ ＣＣＤ遥感器的研究情况，结合实际的设计经验，系统地阐述了此类系统的特点和其可先的光学系统结构型式的特点，总结出长焦距ＴＤＩ ＣＣＤ遥感器光学系统的发展趋势。