空间站在轨密封检漏技术研究

空间站除了在地面需要进行充分的总装检漏试验之外,还必须进行在轨运行时的密封检漏,这对于保证航天员的安全和飞行任务的成功非常重要。文章提出了空间站总漏率实时监测技术、空间站结构泄漏点定位与定量检测技术、航天员舱外检漏技术,以及空间站结构泄漏堵漏技术的具体方案和技术途径,并对关键技术做了比较充分的分析。该系统技术的研究与发展能为空间站的在轨泄漏检测提供可靠的保障。     

基于Pushlet架构的航天器在轨实时监测报警系统

基于Pushlet架构,设计了一个浏览器／服务器（B／S）模式的航天器在轨实时监测报警系统。该系统采用“发布／订阅”机制,客户端需要首先订阅在服务器端的某个主题,服务器端则接收订阅并进行注册,同时实时接收航天器在轨遥测数据并进行判读,通过持久HTTP连接向监测客户端实时推送异常判读结果,实现航天器在轨运行状态的实时监测和报警功能。测试结果表明,文章提出的系统具有实时性强、效率高和稳定性好的优点。     

实时嵌入式操作系统uC/OS-Ⅱ在数据采集仿真系统中的应用

在数控机床IOC模块的测试过程中，系统要求在20ms内完成对三个位置传感器和用户键盘数据的实时采集、相应和显示。通过以基于实时嵌入式操作系统uC／OS-Ⅱ在数据采集仿真系统中的应用为例，介绍了uC／OS-Ⅱ及其移植、信号量、多任务调度、X86保护模式、时钟中断和串口通讯处理技术。本系统已在成功运用数控机床IOC模块的测试中，缩短了试验周期。     

空间站姿态控制系统实时仿真研究

研究了五棱锥构型的单框架控制力矩陀螺群作为执行机构的空间站姿态控制系统的实时仿真问题.根据空间站姿态控制系统的实时分布式仿真要求设计了仿真节点结构,综合了四种网络连接形式构建系统的实时网络环境,说明了仿真系统软、硬件平台的选择,以及系统仿真中的调度设计问题.最后对整个系统进行了分布实时仿真,运行结果说明了这种空间站姿态控制系统方案是可行的.     

多维动态力传感器输出特性的实时修正法

本文针对多维动态力传感器研制中存在的输出特性随力作用点改变而变化的问题，提出了偏载特征模式识别方法，对铣削测力平台的输出特性进行了实时修正，大幅度提高了力传感器的精度。     

面向实时嵌入式机载软件的测试技术研究

对实时嵌入式机载软件的测试方法进行了研究，针对机载计算机软件的时空约束、面向机器和容错计算等一系列特点提出一个适用于实时嵌入式机载系统的REAST软件测试模型，并对该模型实现中的四个核心技术进行了简要的阐明．最后，介绍了以上软件测试方法在实际工程项目中的应用情况．     

CIMS中底层网络服务器前后台软件环境的建立

本文介绍的网络服务器前后台服务软件是ＰＣ服务器软件环境的一个重要组成部分。该软件较好地解决了ＤＯＳ调用的重入问题，并在自行研制的ＰＣ网络服务器系统中得到应用及验证。文中详细地介绍了软件的主要组成模块及技术关键。     

基于RTWEC的控制算法自动代码生成技术

研究基于实时工作间嵌入式代码生成器(Real-timeworkshopembeddedcoder,RTWEC)的航空发动机复杂控制算法自动生成可执行代码技术,介绍原理及其应用方法.针对某型航空发动机控制器多变量控制算法的手动编程和自动生成代码进行电子控制器半实物仿真并比较分析.结果说明该方法简单、易行,有效降低了程序编制、查错和调试的工作量,缩短了研制周期,可以广泛用于控制器复杂算法从设计仿真到具体实现的开发过程.      

软件数据耦合影响分析方法

以软件中数据为核心,通过分析一个具有高度数据耦合、实时并发进程特点的武器装备飞行控制软件实例,提出一种实时软件数据耦合影响分析方法.该方法通过静态分析实时软件中全部共享数据的并发使用情况,可有效发现实时软件中因数据耦合和并发执行引起的共享数据冲突,消除软件的质量隐患.     

航空发动机切换实时模型

航空发动机非实时模型具有计算准确的特点,而实时模型由于做了相应的简化,则计算快速。利用实时模型给出非实时模型的计算初值,限制非实时模型的迭代次数,从而将2种模型结合起来,可以实现既快速又准确的实时计算。某单轴涡喷发动机的算例证明了该方法的有效性。