PCAL信号多频点高效并行提取方法

PCAL(相位校准)信号通常用于消除VLBI(甚长基线干涉测量)观测设备的附加时延。随着更高观测精度要求的提出,基带信号带宽不断增大,所包含的PCAL信号频点个数也随之增加。传统的基于相关法的PCAL信号提取方法在处理多频点信号时,其计算量随着频点个数的增加而大幅增长,计算效率低。针对该问题,利用PCAL信号各频点之间的频率特性,提出了一种基于FFT(快速傅里叶变换)的PCAL信号多频点高效并行提取方法,并对2种方法的计算精度和计算量进行了对比分析。仿真结果表明:新方法的计算精度与传统方法相当;计算量不随PCAL信号频点个数的增加而增大;随着提取频点个数的增加,新方法计算效率优势明显。     

面向服务的航天测控软件架构设计

在概述SOA(面向服务体系架构)的基础上,分析了目前航天工程地面测控软件系统体系架构的特点和不足,提出一种可基于继承、基于面向服务体系结构的多层架构设计思想,以航天器故障仿真系统的设计为例,描述了该架构的具体实现方法。所研制的系统架构耦合度低,在充分继承和复用已有的历史软件部件基础上,能够通过动态配置支持各类航天器故障的仿真,具有易组合、易适应和易复用等优点。     

增强RRAM可靠性的热通量压缩算法

为提高阻变存储器(RRAM)的可靠性,研究了RRAM中的热串扰问题,提出了一种热通量压缩(TFC)算法,通过在RRAM读写电路之前加入TFC算法,降低在RRAM中产生的焦耳热,从而减弱RRAM中的热串扰问题,提高RRAM的可靠性。TFC算法通过分析计算写入数据流产生的真实焦耳热热量进而判断是否对写入数据流进行翻转编码,即TFC算法会在原始写入数据流和翻转编码数据流二者中选择热通量较小者通过算法层,从而达到减小RRAM存储器中焦耳热热量的目的。理论分析和仿真结果表明:以字节为单位数据块条件下TFC算法平均可降低30%以上的写入焦耳热,阻变单元的保持时间估值平均增加了35%以上。      

阵风响应问题的配点型区间分析方法

最新的先进飞行器设计进展已经认识到定义多种类型的不确定性的重要意义。现有的气动弹性理论面临的一个重要问题是如何处理阵风激励和结构中的不确定性参数。给出了弹性机翼构件受到阵风作用时的控制方程。考虑了阵风模型和机翼结构中存在的不确定性参数,将其用区间向量定量化并一元化处理,基于第一类Chebyshev正交多项式和区间配点方案,结合有限元计算方法,提出了一种阵风响应问题的配点型区间分析方法(CIAM),推导了配点型区间分析方法的数学表达式。该方法避免了计算响应函数对不确定性参数的灵敏度(偏导数),放宽了不确定性参数变化范围为小区间的要求。为解决含有不确定性参数的阵风响应问题提供了一种新的可行途径。通过与Taylor区间分析方法(TIAM)的比较,数值算例表明,该方法能够得到一个包含精确响应值的足够"紧"的阵风响应区间。显示了该方法的优越性,具有工程指导意义。      

前置隔板对圆柱绕流影响的实验分析

对经典的圆柱绕流模型,运用前置隔板对流场进行控制。利用粒子图像测速(PIV)方法在自循环水槽中研究了雷诺数为1 800时,柔性和刚性2种不同刚度的前置隔板对圆柱绕流的影响。研究发现:柔性隔板自由端的弯曲增加了对流场的额外扰动,并且柔性隔板弯曲变形会诱导产生脱落涡,导致尾迹流场的主频发生变化。在圆柱下游流场,无隔板工况与柔性隔板工况的回流区长度相当,刚性隔板工况的回流区相较之下则更长。结果显示:前置隔板还能在一定程度上减小圆柱绕流的阻力。      

惯性粒子分离器清除流道PIV测量与分析

采用粒子成像测速技术（PIV）对惯性粒子分离器弯曲通道模型进行内部流动测试,分析其清除流道流场的结构特点。试验发现,在清除流道进口的不同高度截面上均有回流涡的存在,在不同清除流比（SCR,14%~20%）、不同流量下回流涡结构不同。回流涡的存在是导致小粒径颗粒分离效率低的原因之一。试验结果表明：固体壁面对该回流涡存在很大影响,即越靠近壁面回流涡尺度越大;当SCR值越大时,回流涡占清除流道面积越小;而当进口流量增大时,回流涡尺度变化很小。内部流场以及回流涡尺度的主要影响因素为SCR。本文结果可以为数值模拟以及分离器结构改进提供依据。     

低冲击弹射式发射箱前盖分离特性

针对火箭、导弹储运发射箱前盖快速开启、可靠分离的设计需求,提出一种利用弹簧储能的低冲击弹射式发射箱前盖方案。在此基础上,结合设计方案各部件在分离过程中的受力特性,建立前盖分离和抛落的理论模型,对箱盖分离轨迹进行计算分析。为优化设计参数,利用实验设计方法(DOE)和响应面法(RSM)对影响前盖抛落距离的储能弹簧刚度、有效作用距离以及活动冲击部件的斜板倾角等进行优化分析,获得满足可靠分离判据的优化结果。最后利用基于多体动力学模型的虚拟样机试验对优化模型进行了校验分析,验证了设计方案的可行性和理论模型的合理性。     

高超声速飞行器指令滤波反演控制

针对含有不确定扰动项的吸气式高超声速飞行器纵向非线性模型,提出了一种基于指令滤波器的反演控制方法。将飞行器动力学模型划分为航迹角子系统和速度子系统并表示为严格反馈形式,采用动态逆方法设计反演控制中每步的虚拟控制量,并对指令滤波过程中产生的误差进行补偿。利用指令滤波器获取虚拟控制量的一阶导数,解决了反演控制方法中的“微分项膨胀”问题,同时引入虚拟控制量和实际控制量的幅值、速率和带宽约束。采用扩展状态观测器(ESO)对模型中的不确定项进行估计和补偿,保证闭环系统在存在参数不确定和外部扰动的情况下仍具有良好的控制性能。仿真结果表明,在飞行器总体参数和气动参数存在偏差的情况下,该方案能够实现对速度和航迹角参考信号的稳定跟踪。     

面向深空通信的分布式系统Raptor码传输机制

为缓解深空探测器与地面站之间的超远距离和星体遮挡,而导致巨大的信号衰减以及链路频繁中断的问题,基于容迟/容断网络（DTN）协议框架,利用轨道器进行多跳中继组网传输,设计了多个探测器经过轨道器向地面传输场景下的分布式系统Raptor编码传输方案（DSRC）。提出了联合译码简化方案,理论分析推导了DSRC方案及改进方案的性能参数,并与现有分布式无速率纠删方案进行仿真比较,在译码冗余为5%时达到了0.01的译码失败率。     

尖楔前体飞行器FADS系统驻点压力对神经网络算法精度的影响

针对尖楔前体（类乘波体）飞行器用嵌入式大气数据传感（FADS）系统存在建模困难及解算模型精度低的问题,首先采用BP神经网络建模代替传统的FADS系统空气动力学建模的方法,建立含有双隐含层的四层神经网络模型,然后通过合理选择网络结构参数及训练验证,对FADS系统的攻角进行解算,最后对驻点压力对算法精度的影响进行研究。结果表明,本文建立的含有双隐含层的四层神经网络模型精度较高,攻角测试误差小于 0.25°; 驻点压力是否作为输入参数对FADS系统神经网络算法求解精度影响较大,攻角测试误差相差达0.1°。在飞行器前缘半径允许的情况下,应尽量得到驻点压力用于解算攻角,提高解算精度。