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航天飞控软件操作概图开发 总被引:1,自引:0,他引:1
航天飞控软件是具有高可靠性要求的软件系统,对其进行可靠性测试是航天飞控任务的基本要求。操作概图是进行软件可靠性测试的基础。由于开发大型软件系统的操作概图比较复杂,使其成为了制约开展软件可靠性测试的主要困难之一。本文以地面航天飞控软件为例,介绍了实时飞控软件操作概图的开发步骤和方法。首先是确定软件系统的操作模式,并确定每个操作模式所运行的相关软件;然后给出了识别每个软件的操作发起者和操作方法;最后对不同类型的操作给出了确定其发生概率的方法。 相似文献
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本文以我国栽人航天工程飞行试验任务为背景,讨论了在任务中遥控计划的验证内容、正确性判断准则和判断方法,并给出了遥控计划正确性验证的流程。通过在任务中实现遥控计划正确性自动验证。保证了北京中心遥控计划的正确性和可靠性,确保了飞控任务的顺利实施,大大提高了工作效率。 相似文献
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探讨了绕月探测工程中北京航天飞行控制中心国际联网系统的监控方式,提出几种实时系统的监控方式并予以实现。同时结合实时代理(Agent)的体系结构,实现了通过UDP网络包及共享文件内存方法对SLE用户端的远程监控。 相似文献
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对碳基材料,以热化学烧蚀三方程模型为基础,在考虑粒子侵蚀,烧蚀与传热耦合的情况下,进行了全喷管烧蚀控制机制的研究,喷管中的烧蚀控制机制有化学动力学控制,扩散控制和双控制三种机制。通过研究,得到如下结论:1)对于由扩散控制和化学动力学控制确定的烧蚀率相差约20倍以上时,可以简化为按烧蚀率低的一种控制机制来计算;否则,应当按既考虑扩散控制,又考虑化学动力学控制的双控制机制来计算。2)在固体火箭喷管中,大体上喉部和扩张段的烧蚀是化学动力学控制的,而收敛段的烧蚀是由扩散控制的。3)由于在收敛段由两种机制控制的烧蚀率相差较小,因此,在收敛段的烧蚀率应当按双控制机制来计算。喉部和扩张段的烧蚀可简化为动力学控制机制。 相似文献
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