实时单核和谐周期分区系统时间窗口分配算法

目前航空电子系统正快速朝着综合模块化方向发展。为了防止同一计算平台上的应用相互干扰,IMA软件普遍采用分区机制。由于时间分区的引入,传统的实时周期任务可调度性分析已经不再适用。为此研究了一类特殊的分区系统——和谐周期分区系统在单处理器下的可调度性。给出了和谐周期分区系统的形式化定义以及系统中任务可调度性的充分必要条件,并基于此提出了一种分区时间窗口分配算法。该算法为每个分区在主时间帧内分配多个时间窗口,并且保证只要和谐周期分区系统在理论上可调度,该算法就一定能生成一个可行的调度表,使得当全局调度器按照此调度表周期地调度分区时,各个分区中的任务不会超时。本文提出的算法可以运用在实际的工程中。      

基于椭圆型限制性三体模型的借力飞行机理研究

针对星际探测中的借力飞行技术,基于椭圆型限制性三体模型,深入研究了借力飞行 自由参数与借力飞行轨道变化之间的关系。在椭圆型限制性三体问题的假设下,通过正向和 逆向积分相结合的方法,重点研究了借力天体轨道偏心率和相位角对借力飞行逃逸和俘获区 域参数变化的影响,同时分析了借力天体轨道偏心率和相位角对借力飞行实现顺行轨道与逆 行轨道转变区域参数变化的影响,并以地月系统引力参数为例,分析了借力天体分别对应不 同轨道偏心率和相位角时,前向和后向飞越情况下,借力飞行对轨道能量和角动量的影响, 总结出了相应的变化规律。这些研究对于借力飞行轨道的设计与应用具有重要的参考意义。
     

基于非线性PID控制的无人机飞控系统优化设计

针对固定翼无人机的飞行控制律设计问题,提出了一种基于非线性PID控制原理的控制器。该控制器的比例、积分、微分增益是控制误差的非线性函数。确定该组函数的参数主要根据最优控制理论选择性能指标,采用遗传算法寻优。在此基础上,实现对无人机飞行控制律的优化设计。仿真结果表明,使用该控制器设计的无人机飞行控制回路比用常规PID控制器表现出很大的优越性。     

基于视觉抗扰动测量空间目标位置姿态

提出了固连修正相机和基于光束法平差实时修正测量系统参数两种基于视觉抗扰动测量空间目标位置姿态参数的方法,并给出了数字仿真和实物实验结果。机器人在空间等恶劣环境中的自主导航中,由于空间的温差巨大等不利条件,而且存在着许多不可预知因素,使得用于机器人导航的视觉测量系统易受扰动并严重影响对目标相对位置姿态参数的测量结果。通过所提出的抗扰动测量方法,在测量系统参数受扰动的情况下,仍能得到与未受扰动时精度相当的测量结果。     

飞机隔热结构热桥效应分析与实验

针对飞机隔热结构中金属筋条的热桥问题,设计了两类典型飞机隔热结构构型。为了研究分析热桥效应对隔热性能的影响,对各构型进行瞬态热传导有限元分析,得到在热面温度分别为100℃,200℃,300℃,424℃时考核点的温度,并通过隔热性能实验验证了有限元方法的有效性。结果表明:热桥对隔热结构的隔热性能有较大影响,设计隔热结构时应充分考虑热桥现象;提出了热桥阻断的方法。     

一种二维展开太阳翼的展开动力学仿真分析

在介绍一种二维展开太阳翼构型及组成的基础上,用ADAMS软件建立了二维展开太阳翼柔性动力学仿真模型,模型中为模拟太阳翼驱动装置(SADA)的保持力矩,在SADA上设置了摩擦阻力矩。仿真结果表明,二维展开太阳翼侧板在空间展开锁定不同步,由此而导致侧板锁定对SADA会产生多次冲击。此结论可为二维太阳翼的构型及其铰链设计,以及SADA在轨控制策略提供参考和借鉴。     

基于能量使用效能的军用飞机机电系统评估研究

针对军用飞机机电系统论证和设计中,缺少评估系统代价和设计冗余的方法和指标,通过开展飞机机电系统的能量使用效能分析,提出一种通过量化加权燃油代偿损失、电能利用率、液压能利用率、燃油热沉利用率等基本指标计算的效能综合指标;在此基础上,提出了军用飞机机电系统能量模型架构构建方法,并研究明确了军用飞机机电系统的能量使用效能评估流程。上述效能综合指标和评估流程,能够为后续军用飞机型号机电系统的论证和原理方案评估提供有力的量化方法支撑。     

基于机会策略的多态系统视情更换决策

针对部件间存在性能相关性和经济相关性的多态系统,提出了基于机会策略的多态系统视情更换维修决策方法。采用Markov模型描述部件的衰退过程,利用通用生成函数对系统的可靠性指标进行分析,以机会策略为基础,从"部件级更换的角度"出发,提出了一种新的多态系统视情更换维修决策方法,确保系统在有限服役期内,获得最大经济效益。并以某雷达功率放大系统的更换维修决策为例进行分析,该方法在考虑部件间经济相关性的同时,一定程度上减少了总的维修次数,提高了装备系统的战场保障能力,具有很强的通用性和工程应用价值。     

可重复使用飞行器脉动压力数值模拟研究

相对于传统火箭或导弹,可重复使用飞行器的脉动压力问题更为复杂、且相关研究较少。本文采用RANS/LES混合方法模拟了可重复使用飞行器在竖立状态、跨声速飞行、超声速飞行3类典型状态下的非定常流场,并提取了典型特征位置的脉动压力。计算结果显示,竖立状态下的脉动压力发生在背风区和分离点,声压级约115 dB,频率不超过1 Hz;跨声速飞行时的脉动压力发生在机翼和尾翼上的激波振荡区域,声压级高达140 dB,频率在10 Hz左右;超声速飞行时的脉动压力发生在飞行器机翼、副翼的下表面等迎风面上出现较强逆压梯度的区域,声压级也高达140 dB,频率约为22 Hz。此外,飞行器底部等容易发生分离的部位也是容易产生较强脉动压力的位置。