视觉导航下基于H2/H∞的航迹跟踪

为了从理论上研究视觉导航系统的特性,首先在物理上将视觉导航系统划分为传感器(摄像头、激光测距仪)和视觉处理计算机。针对视觉处理计算机,建立视觉位置测量模型。将视觉位置测量模型的不确定性分为参数不确定性和输入干扰2种。然后通过仿真详细分析了视觉位置估计针对不同模型不确定性的敏感程度。最后在引入视觉位置测量模型不确定性的基础上研究H₂/H_∞混合鲁棒控制在航迹跟踪上的应用,并给出了保证航迹控制系统稳定性和跟踪性能情况下的视觉位置测量模型摄动范围,对计算机视觉算法的研究具有一定的指导意义。     

基于舵面配平的飞机续航飞行航迹优化方法

舵面偏转除了能够提供保证飞机稳定飞行的配平力矩,还将改变飞机的升阻比,从而影响其续航性能。在基于飞机质点假设的传统航迹优化方法的基础上,研究了飞机的升阻特性对其续航性能的影响:在上升段、巡航段及下降段前期增大升阻比,在下降段后期减小升阻比,有利于提高飞机的续航性能;提出了基于舵面配平的续航飞行航迹优化方法,以获得更接近于发挥飞机实际潜力的最优航迹与最大航程。对于多操纵面布局飞机,通过该方法能够确定其最优舵面组合配平规律。算例飞机的优化结果表明:相比单一舵面配平,最优舵面组合配平能够使算例飞机的总航程最大提高7.5%。      

基于LabVIEW的调节器低温动性能试验台测量系统设计

流量调节器是液氧煤油火箭发动机中关键的自动调节装置,其动态性能直接影响发生器乃至发动机的工作特性.为进一步验证流量调节器工作可靠性,设计并集成了调节器低温动性能试验台测量系统.测量硬件基于PXI系统搭建,软件基于LabVIEW平台进行编程.首先介绍了测量系统的总体方案及工作原理,然后对热电偶测量方法、硬件选型、软件总体架构、软件子模块设计及拖拽式数据显示方法进行了重点阐述,最后简要说明了测量系统的调试方法及结果.测试结果表明,测量系统稳定、可靠,能满足试验要求.     

平面遮挡分析法及其在航天器气动力矩分析中的应用

针对空间站等复杂构型航天器迎流面积和气动力矩的快速分析问题,提出一种平面遮挡分析法。该方法在与迎流垂直的方向上,选定一个二维投影平面进行航天器组成单元的划分和二维外形信息的定义;通过标志符、差值函数及相关的单元外形边界搜索规则定义和操作,实现迎流面积和遮挡面积的计算。平面遮挡分析法减少了遮挡分析所需使用的航天器外形信息维度,可以提高遮挡分析的效率。然后给出基于该平面遮挡分析法对迎流面积和压心位置进行计算的数学模型,对使用的气动力矩分析模型进行说明。以一个非对称构型的空间站为例,对相应的迎流面积和气动力矩进行仿真计算和对比验证。结果表明,平面遮挡分析法具有较为明显的计算时间优势,同时具备较高的计算精度。     

面向集群环境的虚拟化GPU计算平台

针对集群系统的多节点多GPU环境,提出一种新型虚拟化GPU计算平台。该平台实现对集群系统所有节点上GPU资源的统一抽象与管理,构建公共GPU资源池。原有GPU应用程序可以不经任何修改而迁移到虚拟化GPU计算平台,并具备访问资源池内任何GPU的能力,编程人员无需显式针对多节点多GPU应用展开MPI编程。应用程序摆脱了单个节点上GPU资源的限制,并具备无差别地访问集群系统中任何可用GPU资源的能力,能有效提高系统总体资源利用率以及吞吐量。采用流水化通信技术,实现对虚拟化GPU计算平台的运行时开销以及节点间数据传输延迟的隐藏。实验表明:与非流水化通信相比,系统总体数据传输延迟降低了50%~70%,具备与节点机本地数据传输等同的通信性能。      

空间延迟/中断容忍网络路由算法性能评估

文章主要针对空间延迟/中断容忍网络（Delay/disruptionTolerantNetworks,DTNF）路由算法的性能进行分析评估,为未来空间DTN路由技术的设计提供参考和建议。首先,从利用网络知识多少的角度,对目前提出的适用于空间DTN的路由算法进行了分析和比较;然后,在一个典型空间DTN场景下,通过设定不同的接触计划,从微观和宏观两个方面,对最早投递(EarliestDelivery,ED)、基于本地队列的最早投递(EarliestDeliverywithLocalQueue,EDLQ)、接触图路由(ContactGraphRouting,CGR)、和基于最早传输机会的接触图路由(ContactGraphRoutingEarliestTransmissionOpportunity,CGR ETO)几种典型空间DTN路由算法的性能进行了仿真评估;最后,对仿真评估结果进行了分析和总结,并对未来空间DTN路由算法的研究提出了建议。仿真结果表明,对于端到端延时和束投递完成率两项性能指标,ED性能最差,CGR次之,EDLQ和CGR ETO的性能相当。     

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

某型飞机/发动机一体化性能计算

研究了飞机/发动机一体化性能计算模型,并开发了一套相应的可视化计算软件.计算模型包括发动机非安装性能计算模型,进气道、尾喷管/后体特性转换模型,安装性能计算模型以及飞机性能计算模型.根据进气道、尾喷管安装特性法(INSTAL),利用进气道、尾喷管/后体特性转换程序求出实际的进气道、尾喷管安装特性,结合非安装性能计算程序,计算了发动机安装性能,并在此基础上计算了飞机性能.该软件已用于某型飞机的一体化性能计算,使用结果表明:①与经验公式法相比,采用INSTAL所得发动机安装性能估算结果与资料值接近程度普遍提高,最高可提高13%;②该软件计算结果合理,计算所需时间短,计算精度较高.      

基于优先级和率失真模型的CCSDS-IDC码率分配算法

为了解决遥感图像采集与空间网络传输能力之间的矛盾,迫切需要具有码率控制功能的图像压缩算法。文章面向军事目标监测领域图像目标区域局部高质量需求,针对CCSDS-IDC（TheConsultativeCommitteeforSpaceDataSystems ImageDataCompressionStandard）图像压缩标准,提出了一种码率分配算法。新算法改进了原算法的分段方式,设置了段优先级,并根据优先段覆盖的比例及率失真模型设计了码率分配方案。结果表明新算法在局部峰值信噪比和局部视觉效果上较原算法有明显的提高,当优先段覆盖率低于压缩比倒数时,新算法的整体峰值信噪比与原算法接近。