基于CPLD的自适应高精度时统模块设计

通过分析影响时统模块自守时精度的因素,给出传统时统模块自守时精度低的原因,提出了基于CPLD的自适应高精度时统模块的硬件设计和CPLD逻辑设计方法;通过仿真及实际测试结果表明,基于CPLD的自适应高精度时统模块的自守时时钟与参考时钟的误差每小时小于3.6 ms,并且根据自守时精度的数学模型,通过提高晶振的频率可以提高模块的自守时精度。     

IRIG-B直流时码计时器电路的设计与实现

IRIG-B直流时码是美国靶场仪器组织规定的标准时码之一,具有编解码方式简单、速率适中、编码信息量丰富的特点,广泛应用于通信、计算、测量领域时统设备中。但随着电子工业的发展,IRIG-B直流时码的秒级授时精度已经难以满足现代高精度时钟同步系统的需求,且由于IRIG-B直流时码抗干扰性能较差,容易出现误码,导致授时错误。文中基于IRIG-B时码标准,提出了一种IRIG-B直流时码计时器电路。该电路能够实现精度达到微秒级的授时,还能对收到的IRIG-B直流时码进行检验,剔除不标准的时码。该电路已经应用于多款时统设备中,工程实践表明,其授时精度高于微秒级,且能够避免误码对授时精度的影响,可广泛应用于时统设备领域。     

提高固体发动机试验时统零点及时序控制方法研究

针对目前固体火箭发动机试验控制台向各个参试设备发送时统零点的精度和同步性差以及点火控制时序精度较低的问题;提出了以固态继电器板为测试系统控制执行机构,大功率固态继电器为点火控制机构,电流传感器为点火信号,采集装置为硬件基础,使用VC++6.0开发了基于RTX实时系统的点火控制软件,提高了当前发动机试验控制系统的时统零点和时序控制精度;通过测试某标准发动机对点火时统零点信息测试,精度均优于0.1ms。     

光学测量设备时统取齐方法的研究

利用光学设备对同一目标进行测量时,常因为各设备的器件响应差异,导致设备间的时统同步性存在误差。该误差存在影响数据处理的精度,使得解算结果无法满足高精度要求。为了保证获得更高的精度,本文提出了多台设备时统取齐的新方法。即利用角反射体的同向反射的特点,模拟多台光侧设备的合作目标。以频闪灯的起始闪烁时间作为各站点光测设备的外同步触发时间。该系统可测量不同站点多台光测设备的时间同步性。测量精度可达1/1000秒。     

高精度液压控制软件设计方案

描述了一种多通道高精度数据采集与指令输出软件设计方案,该方案利用多线程技术和高精度定时器相结合有效地解决了数据采集,指令的输出与图形显示之间在CPU时间占用上的矛盾,使指令的输出的精度得到很好的提高.在图形显示上,我们从几种可行的方案中选择了一种占用CPU时间最少的显示方式:"扫描线波形显示方式".这种方式比较适合于高速数据采集和指令输出控制环境.     

一种用于网络同步的授时时统设计与实现

针对众多领域的网络用户在组网时对高精度时间同步的需求,介绍了授时时统以及B码、NTP、PTP的基本原理,设计实现了一种用于网络时间同步的授时时统,并利用专业测试仪器完成了授时精度实验验证。实验结果表明:授时时统具有毫秒级到纳秒级的授时精度,可以为网络用户提供B码、NTP、PTP等高精度的授时服务,特别为距离较远的分布式用户提供了实现远程组网时间同步的可行手段。     

基于Nios Ⅱ处理器的B码解调设计

针对国内试验靶场对时统终端硬件结构的复杂性,从工程实施的角度改进原有时统终端码解调设计和控制方案。在严格遵循国军标中时统终端性能指标的前提下,对系统的设计进行硬件结构的简化和控制器的改进。实现时统终端基于FPGA中NiosⅡ嵌入式处理器软核的集成化设计,完成IRIG-B(DC和AC)码解调。     

支持交会对接任务精密时间基准方法研究与实现

在交会对接载人飞行器综合测试过程中,为了实现多飞行器协同工作,需要对多航天器同步实时模拟航天器在轨交会对接过程中的飞行状态及时序,这就对航天器和测试系统间的协调匹配性提出了很高的要求,系统时间基准精度要求尤为突出。地面测试设备需要有一个统一、高精度的时间标准,作为测试数据、测试指令的参考,是准确测量船载频率标准的关键所在,在整船综合测试过程中,对时间基准和时间基本修正方法进行了研究,采用了时间精度同步算法关键技术和方法,以保证时间的准确性和一致性。经实际应用高精度时间精准方法及系统设计,满足交会对接载人航天器工程上的应用,保证精密时间基准系统功能、精度能满足测试要求,为载人航天器可靠性验证提供极为重要的辅助手段。     

人工影响天气自动化火箭作业系统通信设计

本文简要阐述了远程控制人工影响天气自动化火箭作业系统的通信控制设计方案。该方案将作业系统自动形成的作业指令利用GPRS网络、通过指令转发服务器把作业指令无线传输到分布在各作业地点的火箭作业信息中转器上,并经过有线连接控制火箭方位角、仰角的自动旋转和火箭弹的发射,实现了对火箭动作的全程监控。文中论述了实现该通信方案采用的关键技术。远程控制人工影响天气自动化火箭作业系统,填补了我国人工影响天气地面自动化作业工具的空白。     

一种推力恒定的RCS控制系统指令分配方法

高超声速飞行器再入段初期，所处大气环境空气稀薄，空气舵已无法提供足够力矩来维持姿态稳定，因此就需要反作用控制系统（Reaction Control System,RCS）来提供姿态稳定力矩。针对给定的飞行器RCS八喷管配置方案，基于查表法和脉宽调制，提出了一种能够维持飞行器系统姿态稳定的静态指令分配方法。给出了高超声速飞行器六自由度状态方程，采用一阶滑模控制算法进行姿态稳定控制；基于查表法思想和冲量等效的脉宽调制原理，完成了无故障情况下八喷管指令分配组合表的设计，并根据工程实际对组合表进行容错优化；设计了能够对单推力器发生卡死故障具有容错性的指令分配优化组合表，并采用脉宽调制方法对控制指令进行调制从而获得推力器的开关指令。仿真验证了该指令分配方法能够维持系统姿态稳定，提高控制系统的控制效率，有效解决了八喷管配置以及单喷管卡死故障情况下的指令分配问题。     

基于RS码的某运载火箭图像测量系统设计与实现

为了更加直观的观察某型号运载火箭一二级级间分离、二级发动机工况、整流罩分离、星箭分离等重要动作及关键信息,更好的掌握火箭飞行过程中产品性能,提高产品可靠性,给出了一种基于RS纠错码的图像测量系统设计方案。RS码在信道传输过程中能有效纠正突发错误和随机错误,提高信号增益,改善射频信号通信质量。文中阐述了RS纠错码算法理论演算过程,根据现有遥测信道容量,设计出16字节的纠错码,除去12字节的子帧同步码和子帧计数,构造出RS码（184,168）。给出实现该方案的原理架构,详细介绍了摄像机和图像压缩编码器硬件设计工作原理及嵌入式软件设计的架构及流程图。飞行试验结果表明,经过RS编码后的图像测量系统可以有效的解决图像画面马赛克、花屏、卡顿现象,全程画面清晰、流畅。     

火箭橇弹射救生试验测试技术现状及发展趋势

通过查阅大量国内外飞机弹射救生文献资料和实施多次火箭橇弹射救生通道清理试验,对火箭橇弹射救生试验测试技术进行了系统梳理,从光学图像测试和力学测试这2个方面对通道清理、座椅弹射、氧气供给、人-椅分离、乘伞下降和安全着陆这6个试验分系统凝练试验测试内容,并按测试对象进行相应测试方法介绍,提出未来火箭橇弹射救生试验测试将朝着火箭橇平台高超声速试验能力、飞机变姿态试验和测试系统智能安全小型化的方向发展。     

小卫星对上面级定向的姿控设计与验证

本文针对小卫星对上面级的快速定向问题,设计了小卫星对上面级定向的姿控方案,设计了基于陀螺的4阶龙格库塔积分算法与递阶饱和PD控制算法,首先通过数学仿真初步验证了姿控方案、姿控算法设计的正确性。在此基础上,搭建了小卫星姿控系统半实物仿真平台,并开发了相应的仿真软件,进行了飞轮开环跟踪与飞轮闭环跟踪的小卫星姿控系统半实物仿真,进一步验证了姿控方案、姿控算法设计的正确性。最后经过飞行试验,根据实际飞行结果,证明了姿控系统设计的正确性。     

基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统

传统飞机飞行姿态滑膜控制系统,存在飞机飞行姿态自适应系数稳定性差的问题,在控制过程中会受到多重因素影响,导致飞行姿态可控误差系数增大,需要辅助控制系统修正才能完成飞行姿态的控制操作;针对上述问题,提出基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统;系统硬件基于PID自适应滑模控制器,对飞机飞行姿态控制器进行结构设计;软件部分通过引入自适应滑模控制策略,对PID控制器姿态控制变量进行适配;引入AFSMC算法计算姿态控制器当前时间点下的运动控制方程,得到飞行姿态自适应滑模控制的最优量,完成基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统设计;实验结果表明,所设计系统能够在不同飞行工况下,对飞机飞行姿态作出准确控制,系统的整体控制精度范围为90%~97.4%,飞机飞行控制稳定性较好,有效提升了系统对飞机飞行姿态的控制准确度。     

基于高精度相频同步的节点端无损切换技术研究

随着网络化高精度固定节点时频同步技术的发展,需要对簇节点端多输入信号进行处理。针对簇节点端多输入信号同源多路径的特性,为了提升系统的稳健性,提出了一种信号无损切换的方法,兼顾了开关的隔离度和切换速度;实现了主备路信号ps量级的同步精度,有效抑制了切换过程中的相位跳变,并对不同条件下的主备路相位同步精度、系统无损切换性能进行了仿真实验。仿真结果表明,提出的方案显著提升了主备路相位同步精度,有效抑制了切换过程中产生的相位跃变,验证了不同条件对系统精度的影响,对节点端无损切换乃至信号融合方面具有很大的借鉴意义。     

全尺寸缝翼疲劳试验随动加载技术

缝翼及其支承结构的疲劳试验是民用飞机适航取证的一项重要工作,其难度在于需要在试验件运动过程中同步施加载荷,完成对缝翼翼面及其支承结构载荷的考验。过大的同步偏差及不当的异常处理会造成试验件的非预期损伤,是一项风险极高的地面强度试验。在试验方案中采用了控制系统与驱动系统的双驱动方式,在国内首次在翼身组合体真机环境中完成了缝翼疲劳试验,真实还原了缝翼实际运动场景,试验通过对试验运动轨迹的仿真指导随动加载框架的安装,极大地提高了活动翼面随动加载试验在翼面活动时的同步性和加载精度,同时创新的同步偏差实时监控和防错设计保障了试验的顺利运行,为该型号飞机的缝翼设计提供了更具参考价值的试验数据及试验结果。     

火箭飞行时串测试误差分析研究

火箭飞行时串是按照时间序列输出的一系列指令参数,对其输出精度的测量是判断火箭正常飞行的重要依据;针对运载火箭飞行时串输出链路复杂,测试判读途径多的特点,首先分析了火箭飞行时串输出的原理,然后针对地测时串和遥测时串两种测试判读方法分析了时串测试误差的来源,地测时串误差主要来源于控制系统软件周期和时序线路延时;遥测时串误差主要来源于遥测采样编码误差和起飞信号接收误差;最后通过运载火箭某次任务出厂测试和飞行数据验证了对测试误差分析的正确性,并给出提高火箭飞行时串输出精度,减少测试误差的几种途径。     

高速／变速跳频同步技术

跳频通信具有很强的抗干扰、抗衰落、抗截获能力。跳频速率、跳频带宽和跳频频点数是跳频通信主要的性能参数,而跳频同步则是跳频通信的关键技术。为了提高抗干扰能力,必须采用较高的跳频速率,采用可靠快速的跳频同步方法。以DSP＋DDS为支撑的宽带高速／变速跳频系统的跳频器可输出直接射频调制信号。基于相关码联合差错控制的快速跳频同步方法,有较短的初始同步时间及迟入网进入时间,具有较强的抗噪声干扰性能。     

基于控制角度的无线传感器网络时钟同步优化算法

针对无线传感器网络(WSN)时间同步过程中易受干扰,易发生通信延迟所造成的同步精度不高、收敛速度不快的问题,从控制的角度提出一种时钟同步优化算法。该算法首先建立时钟同步状态模型,然后通过现代控制理论的思想,引入中心控制策略,建立基于控制的时间同步状态模型。该控制策略是通过全局的时钟状态信息进行设计,在卡尔曼滤波最优估计前提下,使控制满足使性能指标函数最小的条件下,得到最优控制。仿真结果表明,所提出的时钟同步优化算法和无线传感器时钟同步协议(TPSN)相比,从第6步时钟同步开始,前者的同步误差逐渐比后者的同步误差小;在实现同一较高精度的同步需求时,前者需要的同步次数是后者所用的同步次数的20%左右;由时钟同步误差收敛均值的方差对比值显示,前者比后者的同步误差均方差小了两个数量级,因此所提出的时钟同步优化算法比时钟同步协议同步精度高、收敛速度快、网络通信负荷低。     

多气参测量的压力型基准大气数据系统研制

针对某飞行器嵌入式大气数据传感(FADS)系统的飞行试验校准问题,研制了一套压力型姿态角测量的多气参基准大气数据系统。设计了可实现高线性度、解耦的压力型姿态角测量空速管,并配套研制了大气数据计算机。解决了有限空间内多气路之间密封、同时精确取气和压力测量、飞行器机体干扰下的风洞试验标定、多参数拟合修正的气参解算等难题,获得了机体干扰下的空速管测量修正解算公式,实现了基准气参的高精度测量。在完成基准空速管的风洞试验标定和联调试验后,实现了对全系统正常工况下的飞行参数测量精度及系统稳定性考核,最终成功应用于飞行试验中。