一种改进的多点融合非均匀校正技术

针对空间宽幅相机在进行非均匀性校正过程中相机镜头与积分球输出口的相对位置发生变换后非均匀性校正精度下降的原因进行了分析,提出了一种改进的融合多点位置的非均匀校正新方法,即为了消除积分球的角均匀性和面均匀性的不足,采用获取多个位置的大量定标图像,融合求取平均值的方法得到校正系数来削弱这种影响,并进行试验验证分析。结果表明,多点融合的校正方法在积分球输出口光强不均匀、又无法固定相机与积分球相对位置的前提下,减少了积分球光强的不均匀性对系数可靠性的影响,相对辐射定标的非均匀校正精度得到大幅提高。     

航天应用FPGA配置可靠性研究

航天应用系统必须保证每一单元的安全性及可靠性. 现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array, FPGA), 以其I/O管脚丰富、设计灵活等优势, 逐渐被广泛应用于航天领域. 其设计与工艺不断完善, 以适应太空中电子辐射等复杂的工作环境. 由于基于SRAM的FPGA芯片断电后程序丢失, 因此每次上电后都需要先从PROM等外部存储器中加载程序才能正常工作. 然而, 并不是每一个芯片的每一次加载配置都能成功完成, FPGA的上电配置结果将直接关系到卫星任务的成败. 研究发现, 诸如环境温度、信号完整性、供电电压、配置时钟速率等因素会影响FPGA的配置过程, 致使出现偶尔的配置失败, 这在航天应用中是绝对不允许的. 针对实际应用的Xilinx公司FPGA芯片, 为提高上电配置可靠性, 提出了一系列设计保障措施, 在FPGA航天应用领域具有一定的参考价值.     

基于G2的卫星控制系统故障诊断的半物理仿真

研究一种基于G2的集故障注入、故障模拟和故障诊断为一体的半物理仿真系统,包括基于VxW orks的实时硬件模拟系统、星载姿轨控计算机、数管及遥控遥测模拟器和专用接口箱等.开发了基于G2的以某一类典型卫星控制系统为对象的故障诊断专家系统,并对G2外部接口进行了扩展设计.最后,以典型故障为例,在半物理仿真平台上进行了演示验证.     

AADL在航天器控制系统设计中的应用研究

以某型号航天器为例提出了一种使用体系结构分析和设计语言(AADL,architecture analysis & design language)分层次建模的方法,建立控制系统软件及软件与硬件之间的交互模型.采用状态自动机方式描述串口通信协议,以便分析模型.     

基于实时观测数据的大气密度模式修正

针对国际大气密度模式NRLMSISE-00, 以中国神舟飞船探测数据为基础, 提出一种基于实时大气密度观测数据的模式修正方法. 通过计算分析模式计算结果与探测数据的误差分布特征, 针对地磁相对平静期(Ap≤ 30)模式计算的误差特点, 建立了一种平均误差修正方法, 即认为在相对平静期, 在相同纬度和地方时, 模式误差基本相同, 某一时刻模式预测误差可以近似用与其相同纬度和地方时的平均误差来替代, 从而对模式预测结果进行修正. 以神舟4号探测数据为基础, 通过对模式预测结果采用两种方式进行修正, 可以看到模式误差得到了一定的改善. 采用误差库累积准实时修正, 修正后的误差由原来的20 %降至6 %; 采用误差库5天滑动预报修正后, 模式提前1, 2, 3天的预测误差由原来的20 %分别降至7.8 %, 9.4 %和10.5%.     

面向空间应用高可靠图像数传设备的设计与实现

针对空间高速图像数传任务需求, 设计并实现了一种采用SpaceWire总线传输协议的高速图像数传设备. 该设备的硬件以FPGA为控制核心, 完成对SpaceWire协议芯片的初始化配置、收发数据包处理、中断和异常状态处理等操作. 重点阐述了FPGA的可靠性设计, 包括状态机设计、异步时钟域设计和数据包传输与链路错误的恢复设计. 测试表明该设备能够稳定可靠地实现140 Mbit/s的图像数据传输, 对于链路的突发错误在一定时间内具有错误数据恢复能力, 能够有效保证传输数据的正确性和稳定性.     

基于热敏电阻的气体温度测量误差分析

挤压气体内部温度的精确测量对确定贮箱内推进剂剩余量和提高氧化剂和燃烧剂的混合比控制精度有重要意义.提出了一种基于热敏电阻的矢量测温方法,通过测量气瓶壁面温度推算气体内部真实温度,分析温度电阻非线性特性、温度—电压处理电路、A/D采样非线性等因素导致的温度测量误差,最终获得系统自身的温度采集误差,在此基础上分析了影响此误差的主要因素.最后分析了外界干扰引起的测量噪声对温度测量的影响,并采用小波降噪的方法对此进行降噪处理,使温度测量精度得到较大改善,并最终确定了内部气体温度的测量误差.     

Thermodynamic Modeling and Simulation of Air System Control Device

This paper aims to obtain the thermodynamic characteristics of the air system control device sealing part in different compressor bleed air and ambient temperature. On the basis of considering the main factors affecting the heat exchange process and simplifying the physical model of the air system control device,the thermodynamic model of air system control device is established based on the basic theory of laminar flow heat transfer and heat conduction theory.Then the piston motion characteristics and the thermodynamic characteristics of the air system control device seal are simulated. The simulation results show that the valve actuation dynamic time of piston is about 0.13 s in the actual working conditions,and the temperature effect on the dynamic response of the piston rod is only 5 ms when the inlet air temperature at 300 ℃ and 370 ℃. The maximum temperature of the air system control device sealing part is not more than 290 ℃ under long time working condition of compressor air entraining. The highest temperature of the sealing part can reach up to 340 ℃ when the air flow temperature reaches the limit temperature of 370 ℃,and the longest duration working temperature limit is not more than 14 s. Therefore,the selection of control device sealing material should consider the work characteristic of instantaneous temperature limit.     

基于航路点布局的多目标网络结构优化方法

为了提高区域航路网络结构的科学性、减轻飞行流量增长对网络运行带来的压力,提出了基于航路点布局的多目标网络结构优化方法。首先,考虑区域航路网络的组成要素,设计了反映网络综合性能的优化目标和约束条件以形成优化模型。然后,建立基于节点移动、融合、分解的航路点布局策略,进而给出优化模型的求解步骤,并利用NSGA-Ⅲ算法完成模型求解。最后,对北京飞行情报区部分区域航路网络进行仿真分析,结果表明,使用NSGA-Ⅲ算法得出的区域航路网络具有良好的综合性能。最优网络在满足约束条件的同时,保证了运行费用和非直线系数基本不变,并使得飞行冲突系数减少了10.8%。可见,所提优化方法能有效提升区域航路网络的经济性、安全性和可行性,符合中国现行空域环境和管理体制。      

循环电载荷下大功率LED金引线疲劳断裂寿命预测

随着大功率发光二极管（LED）在照明领域的普及与广泛应用,可靠性逐渐成为研究的重点。大功率LED封装器件中金引线疲劳断裂失效一直是制约其可靠性的重要因素。通过针对大功率LED封装器件中的金引线力学仿真与功率循环试验相结合的方法,首先确定循环电载荷条件下该型LED的主要失效原因为金引线疲劳断裂,其次提出基于电流加速模型的加速因子提取方法和基于应变幅值的Coffin-Manson解析寿命预测方法,最终完成对LED金引线疲劳断裂寿命的预测和试验验证。研究结果表明:所提方法具有较高的寿命预测精度,可以满足大功率LED封装器件可靠性快速、准确评估的要求。