在俯仰面中导弹自动驾驶仪的不完整状态的反馈设计

极点配置法就是给十字尾控导弹设计一种线性导弹自动驾驶仪系统,选择合适的闭环极点位置的程序来保证期望的瞬间性能,极点配置方程式是简便的,可以在俯仰操纵面内求出快速稳定的加速度。前馈通道增益可以保证在一步输入情况下没有任何稳定态误差的跟踪。同样导弹的弹体速率、舵偏转峰值和舵速率的一些控制器可以有特定的稳定裕度。一个不完整状态反馈控制器不需要观察器系统。该设计在不同响应速度下可以达到期望的稳定裕度,同时利用硬件性能选择自动驾驶仪响应速度（GCF）。     

特种经纬仪快速检测与标定系统

传统的经纬仪计量检测设备存在诸多缺点.为改变这一现状,设计了一套特种经纬仪快速检测与标校系统.文章叙述了其软、硬件组成和工作原理,着重阐述了关键问题的解决途径,最后对系统测量不确定度进行了评定.实践证明,系统完全符合要求,能完成特种经纬仪主要项目的快速检测与标校.     

航空电子系统综合显示处理技术研究

集中控制和综合显示技术在先进作战飞机航空电子系统中的应用日益广泛,综合显示处理机作为航空电子系统控制和管理的核心,其系统结构、可靠性及综合显示控制将是系统平台设计要解决的首要问题.本文介绍了一种机载综合显示处理机,根据航空电子系统功能需求及显示控制系统结构,进行了系统层次化结构设计,并对综合显示控制系统的系统显示控制、通信控制及模块化设计与实现技术进行了研究分析,最后给出合理的模块化设计与实现方案.航空电子系统综合试验、应用表明,综合显示处理机性能先进、可靠性高,并极大地改善和提高了航空电子系统的整体性能.     

一种基于矩阵分裂的QC-LDPC码Log-BP译码方法

 针对高码率的准循环低密度奇偶校验码（QC-LDPC）提出了一种新的高效的log-BP部分并行译码结构,它通过矩阵分裂,将原监督矩阵分裂成多个小的矩阵,使原本的校验节点更新运算被拆分成多次处理,有效地降低了BP迭代运算的复杂度;通过组织不同小矩阵校验节点更新运算与变量节点更新运算的先后顺序,可以使不同小矩阵的校验节点更新运算与变量节点更新运算同时进行,从而提高译码器的译码速率。该方法既适用于非规则码,也适用于规则码。实验结果表明,与现有的log-BP译码方法相比,在相同的码速率下,校验节点更新单元（CNU）与变量节点更新单元（VNU）规模总量减小1/3;在相同的硬件资源下,译码速率提高1/3,另外该方法使CNU与VNU结构趋于对称,有利于设置更少的流水线级数,获得更好的时钟性能。     

直升机鲁棒控制器设计及地面仿真试验

以直升机为被控对象,应用LQR技术设计了三轴稳定鲁棒控制器.以直升机模型、执行器模型以及设计的三轴稳定控制器构成全数字闭环仿真系统进行仿真,并将所设计的鲁棒控制器编制鲁棒实时飞行控制律软件加载至飞行控制计算机,在实际地面仿真环境下进行了较为全面的地面联试.仿真结果表明,所设计的鲁棒控制器正确有效,并为其进一步应用于实际飞行控制系统打下了坚实基础.     

VXI总线嵌入式计算机

作为一种新型的模块化测量仪器标准总线 ,VXI总线已经成功应用于多种导弹的测试、发射和控制。VXI总线嵌入式计算机是VXI总线测控系统的核心模件 ,担负着控制VXI总线操作和管理系统资源的重任。本文通过对国内VXI总线嵌入式计算机现状的分析 ,提出了一种新型的VXI总线嵌入式计算机的硬件设计方案 ,并对主要电路的技术要点和实现方法进行了较详细的论述。     

基于FPGA的RAKE多径搜索器的关键技术

介绍了应用VHDL技术设计RAKE接收机多径搜索器的关键技术。详细叙述了其工作原理和设计思想，并用可编程逻辑器件FPGA予以实现。     

利用公开密钥密码系统和硬件设备进行软件保护

介绍使用公开密钥密码系统配合硬件来进行软件保护的方法 ,并给出具体的操作过程     

一种位宽可变的CRC校验算法及硬件实现

在箭上通信中,数据校验是必不可少的,循环冗余校验CRC就是一种普遍采用的校验方法。本文介绍了箭上设备通信框图,比较目前在箭载计算机中普遍采用的几种基于FPGA的CRC校验算法。在分析不同算法优缺点基础上,提出一种输入数据位宽可变的串行计算算法。该算法耗费资源少,配置灵活,易于移植,适合在各类箭载计算机的FPGA平台上实现CRC校验码实时计算。目前该算法已经过仿真验证,并在新一代运载火箭飞行试验中得到成功应用。     

某型涡扇发动机分布式容错控制系统设计与试验验证

为了提高某型涡扇发动机控制系统的安全性和可靠性,提出1种分布式架构下的容错控制方案。基于模块级硬件冗余的思想,设计了包含7个智能节点的基于TTP/C(时间触发协议)总线的发动机分布式容错控制系统,可以实现核心控制节点的硬件备份。基于控制律重构的方法,采用模型参考变结构控制算法设计了容错控制器,可以根据系统故障情况将控制结构切换至无故障的控制回路中。搭建了涡扇发动机分布式容错控制系统硬件在环仿真试验环境,开展了容错控制系统的试验验证。结果表明:在核心控制节点故障时,容错控制系统可以在120 ms内快速启用热备份节点代替故障节点;在非核心控制节点故障时,容错控制系统可以在100 ms内完成控制回路的切换,并保证发动机各状态量不产生明显波动。