星上控温策略的地面模拟与验证

为充分验证卫星在轨温度控制策略的适用性和效果,针对航天器在轨温度控制的特点及方式,提出一种在地面模拟星上控温策略的方法。该方法包含:设计开发一套适用于航天器真空热试验的星上控温模拟系统及基于比例开关控制算法的星上控温模拟软件;采用并行驱动技术实现单个控温时间片为1 s的时间控制精度,工况稳定后温度控制误差不超过±0.3℃。该方法已成功应用于某型号卫星真空热试验过程,系统配置灵活、操作简单、控温周期短、控温精度高,实现了星上控温策略的有效验证。     

煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析

为获得超燃冲压发动机燃烧室流场温度分布特性,深入分析发动机工作特性,对马赫数为2.0,总温为1100K,总压为1.0MPa的来流,利用可调谐的相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）技术完成了直连式燃烧室流场温度测量;同时对实验状态进行了三维并行数值模拟,对比分析了计算和实验结果的差异。结果表明,隔离段温度的实验测量值与计算结果的最大相对误差约为0.8%;在燃烧室核心流区域,当量比为0.6和0.8两个状态下,实验测量值分别比计算值偏低约40K和150K,相对差异为4.2%和13%;在凹槽回流区内,当量比为0.6和0.8时实验值则分别比计算值偏低约140K和170K,相对差异为11.7%和7.5%。主喷油位置喷入当量比为0.2的燃料对燃烧室区域的温度和压力分布会产生较大影响,但对扩张段及后部区域的推力性能不会产生显著的改变。      

一种多核实时图像处理模块设计与实现

实时图像处理能力是嵌入式系统中影响系统性能的核心因素.为充分挖掘多核DSP性能,从计算机系统结构的角度出发,开展对多核DSP实时图像处理体系结构的研究,设计了一种基于TMS320 C6678的实时图像处理模块.采用FPGA进行实时图像的采集和缓存,利用四线RapidIO高速接口完成FPGA与DSP之间的数据传输,并设计了四级图像缓冲流水处理结构,实现了图像采集、缓存、处理和发送的并行进行.设计了一套基于数据块共享的实时图像处理多核协同处理机制,可以充分利用C6678八个核的优势,实现对图像的实时处理.     

基于知识的飞机制造协调路线交互设计技术

飞机制造协调路线是一种重要的工艺文件,是联系互换协调方案制订和容差分配的纽带。飞机制造协调路线的数字化设计对于开展计算机辅助容差设计,以及实施飞机数字化工艺具有重要意义。首先,对飞机制造协调路线的设计知识进行分类,建立其知识表示模型,并运用知识推理技术实现知识的应用。其次,建立了制造协调单元的图符库,运用图符智能捕捉技术辅助制造协调路线的交互式创建。最后,建立了飞机制造协调路线信息模型,进而实现了面向容差分配的规范化尺寸协调工艺文件自动生成,为计算机辅助容差设计提供技术支持。     

基于客户价值的宽体客机典型航线选择

从民机制造商的角度,阐述了客户价值的理念,并以此为指导开展宽体客机典型航线选择的研究。从市场需求和性能需求两个方面深入分析航空公司选择宽体客机进行市场开拓的影响因素,并结合昆明至巴黎典型航线案例进行了说明。     

近距平行跑道配对进近纵向碰撞风险安全评估

针对繁忙机场的容量饱和现象,近距平行跑道实施配对进近可有效提高机场容量、缓解跑道拥挤和航班延误等现象.为了保证配对进近的安全运行,根据近距平行跑道配对进近的实际运动过程,考虑两架飞机在配对进近过程中的导航误差和时间等因素,建立两架飞机的运动方程和纵向碰撞风险评估模型;并通过MAT-LAB软件对模型进行计算,得到随相关参数变化的纵向碰撞风险变化曲线.结果表明:配对进近的碰撞风险随着前后两机起始间隔的增大而减小,随着飞机纵向定位误差的均方差的增大而增大,证明了模型的正确性和合理性.     

液体火箭发动机试验推力测量传感器并联影响研究

介绍了推力测量传感器并联工作原理,进一步确定并联作为液体火箭发动机试验推力测量中多只传感器的电路连接方法。通过对多只传感器并联的选配与分析,在保证灵敏度与输出阻抗比值一定的情况下,该方法可以提高推力测量精度,同时输出力值不受偏心载荷影响。     

对接机构综合试验台运动模拟器建模分析

空间对接机构六自由度综合试验台，是对接机构研制所必须的地面试验设备之一，用于对接机构空间对接过程的仿真试验，全面考核对接机构的捕获与缓冲校正能力。利用虚功原理建立了对接机构综合试验台运动模拟器的多体动力学模型，该模型全面地表征了六自由度运动模拟器的动力学特性，且具有简单、通用的形式，对六自由度运动平台的液压驱动系统进行了建模，从而建立六自由度运动模拟器系统模型。在建立该模型的基础上，使用Simulink对运动模拟器的位置跟踪特性进行了仿真分析，结果表明所设计的控制系统满足工程试验的需求。     

平行坐标可视化技术在固体火箭发动机优化设计中的应用

由于笛卡尔坐标系的制约,多变量分析及显示成为复杂固体火箭发动机设计优化的难点之一。将平行坐标可视化技术应用于固体火箭发动机设计优化过程,以高压强固体火箭发动机总体参数优化为例,针对不同优化阶段提出不同赋色原则,说明其在发动机设计优化辅助建模、优化过程监控和优化结果鲁棒性分析中的应用。研究结果表明,平行坐标可视化技术在处理固体火箭发动机设计优化多变量分析及显示问题上具有简单、直观等独特优势,易于工程应用。     

六自由度并联机构位姿调整灵敏度分析

文章针对六自由度(6DOF)并联位姿调整机构,构建一种基于杆–台夹角的误差传递新模型,建立了位姿调整与杆长驱动控制间的对应关系,并基于对误差模型中传递矩阵的奇异值分解,提出位姿–杆长灵敏度分析方法。最终通过仿真验证了该方法的有效性。与传统方法相比,文章提出的方法运算更为简单,可快速得到机构的灵敏度特性,从而为六自由度并联机构构型设计及其杆长控制精度要求分析提供理论依据。