摘要：针对现有高压共轨柴油机电控单元高度依赖进口芯片、自主不足的问题,提出了基于全国产芯片的高压共轨柴油机电控单元方案。所设计的国产控制单元选用兆易创新的GD32F450芯片为控制核心,承担发动机数据采样、处理、存储与控制任务。首先,采用Boost升压电路提供喷油器峰值电流,利用分立器件设计双边驱动与电流反馈电路,在不依赖进口专用芯片的条件下,对喷油器驱动电流进行闭环控制;然后,基于FreeRTOS操作系统,开发高压共轨柴油机底层驱动软件,实现对不同任务调度周期的精准控制;最后,对所设计的电控单元进行了实验验证。结果表明,所设计的国产高压共轨柴油机电控单元功能齐全、工作稳定,双边驱动电路典型峰值电流为22 A,维持电流为10 A,最小喷射间隔时间为200μs,多次喷射性能与Bosch系统相当。发动机不同转速条件下任务调度周期精准、实时性好,研究证实了高压共轨柴油机电控单元全国产化方案的可行性,对推动发动机电控技术自主可控提供了有益参考。

摘要：针对微机电系统(MEMS)加速度计全温性能低的问题,提出锚区应力对消方法、低应力粘接工艺和温度补偿方法。首先,通过调整两个键合的锚区面积大小实现锚区应力对消,使得加速度计的温度性能得到改善;然后,建立加速度计堆叠封装模型并对专用集成电路(ASIC)粘接参数、加速度计敏感结构点胶方式与点胶参数进行仿真分析,从而确定了加速度计的低应力粘接形式和粘接工艺;最后,对加速度计零偏和标度因数设计了三阶温度补偿方法并进行了实验测试。实验结果表明,加速度计全温零偏稳定性达到47.3μg(1σ)、全温标度因数稳定性达到43.6 ppm(1σ),提高了加速度计的全温性能。

摘要：网络虚拟化技术将物理网络中的节点、链路资源进行抽象,通过虚拟网络嵌入(VNE)方法,使多个虚拟网络(VN)共享底层网络(SN)资源。对于应用于航空航天电子领域的时间触发以太网(TTE),提出一种面向时间触发流量调度的虚拟网络嵌入(TT-VNE)方法,在满足传统虚拟网络嵌入问题的总资源量限制条件的同时,保证时间触发(TT)流量的严格周期性。在求解过程中,根据与虚拟节点相连的链路中TT流量带宽需求及其总带宽资源需求对虚拟节点进行排序,利用广度优先搜索算法嵌入虚拟节点,并在候选最短路径集合中对虚拟链路进行路径规划;如果当前虚拟链路中TT流量不可调度,则进行局部虚拟节点重新嵌入与路径规划的迭代设计。仿真结果表明:TT-VNE方法的请求接受率不低于VNE-DCC、VNE-NTANRC-D、ELECTRE-VNE这3种既有方法,且当星型拓扑中虚拟网络请求数超过30时,其请求接受率比仅考虑网络拓扑属性和资源属性的VNE-NTANRC-D方法提高约14.3%。

摘要：针对卫星星座自主导航系统中存在的模型不确定性及难以准确获取的时变系统噪声统计特性影响导航精度的问题,提出了一种系统噪声在线自适应调整的UKF算法。基于所提出的自适应UKF算法设计了一种基于星间相对测量的卫星星座自主导航方法,该方法结合奇异值分解和比例修正的采样策略,解决了应用UKF时易出现状态误差方差阵丧失正定性而导致的Cholesky分解无法进行的问题。通过在低轨区域星座和中轨全球星座上的仿真实验,验证了该算法在提高滤波精度以及改善状态估计置信度方面的有效性,所提算法的定轨精度优于EKF算法、自适应EKF算法以及基于对称采样策略的UKF算法。采用CRLB分析法对导航算法的估计性能进行了分析验证。

摘要：舱外航天服关节阻力矩是评价航天服工效性能以及规划航天员出舱作业任务的重要指标。为研究航天服关节阻力矩的迟滞特性,首先总结了关节阻力矩的产生原因,得到了下肢关节阻力矩与运动角度之间的迟滞关系。其次,采用了Jiles-Atherton模型去描述关节阻力矩的迟滞特性,同时在实际关节阻力矩数据的基础上,提出了一种模拟退火-粒子群优化算法去辨识Jiles-Atherton模型参数。最后,与改进型粒子群算法相比,所设计的模拟退火-粒子群优化算法收敛速度分别提高了15.58%和10.91%,计算精度提高了29.31%和11.77%,且对未知关节阻力矩预测误差分别减小了10.89%/25.73%和0.96%/22.2%,验证了设计算法的有效性。另外,根据建模误差特点设计了误差补偿函数,所辨识的Jiles-Atherton模型在误差补偿后对未知关节阻力矩预测误差进一步减小了46.49%/10.95%。计算所得模型可为后续舱外航天服关节助力技术研究提供理论依据。

摘要：为提高弹协调器的交弹效率,同时保障协调交弹动作具有高可靠度,开展某弹协调器机构的可靠性优化设计。考虑主要几何尺寸、制造误差、重要构件弹性变形等影响因素,建立某弹协调器的参数化刚柔耦合动力学模型,通过参数化动力学分析,复现协调器的协调交弹动作失效,并建立相对应的功能函数及协调器可靠性优化设计模型。针对协调器可靠性优化模型,为提高优化设计的效率和精度,构建新的Kriging模型自适应更新策略,并与序列二次规划(SQP)方法、功能函数度量法(PMA)/可靠度指标法(RIA)结合,提出协调器机构可靠性优化设计方法。研究结果表明,在协调交弹可靠度满足要求的情况下大幅提高了某协调器的协调效率,也验证了所提方法的有效性和工程价值。

摘要：本文建立了一种基于跨阻抗前置放大器的磁传感器信号传递模型,并在该模型的基础上推导出磁传感器的灵敏度和噪声理论值.根据理论推导的结果,进一步研究了感应式磁传感器设计方法,以带宽0.01~10 kHz,噪声1 fT·Hz^(–1/2)(1~10 kHz)作为设计目标设计了一个感应式磁传感器,并对这一传感器进行了性能验证试验.在处理频率响应测试数据时设计了一种基于信号调制的处理方法,有效提取特定频率得到幅值和相位,并降低了随机噪声的干扰,磁传感器–3 dB带宽达到了0.01~10 kHz.在评估传感器噪声时,采用双探头差分的方法消除了环境的干扰,设计了相位差分析的评估方法,确认在哪些频带双探头探测的信号是同源的,在这些频带采用差分法评估是有效的.评估的结果是,传感器在1~10 kHz实现了1 fT·Hz^(–1/2)噪声水平.

摘要：微波功率模块(MPM)是真空电子器件和固态电子器件组合而成的一种新型微波功率器件,具有频率高、频带宽、功率大、体积重量小等特点,它使常规行波管的应用变得更加便利和广泛。现代战争向雷达、电子战综合一体化方向发展,这就要求功放既能工作在高峰值功率、低占空比的高模工作方式,也能工作在低峰值功率、准连续波的低模工作方式,针对这一需求,结合电子系统收发共孔径的要求,提出了T/R双模MPM技术。T/R双模MPM技术的核心是T/R双模行波管,基于三端口双向T/R行波管,通过在慢波系统的衰减器附近设置一个耦合口,实现行波管的信号反向接收功能;通过T/R双模行波管设计、双模放大均衡组件、双调制栅极电源等技术实现MPM的双模双向功能。T/R双模MPM应用前景广阔,特别是在基于无人机平台的作战应用中的具有明显优势。

摘要：航天器系统可靠性设计与验证作为航天器系统设计中的重点问题,随着航天器系统的复杂度、综合性和智能化程度越来越高,传统基于静态系统架构的可靠性设计已经越来越不能满足设计需求.而基于模型的系统设计方法在系统结构与行为一体化设计方面具有优势.本文在对基于模型的系统工程(model based system engineeving, MBSE)的航天器控制系统可靠性设计和分析工作进行分解的基础上,利用SysML建模语言,建立航天器通用化单机级和系统级可靠性验证模型,并以此为基础建立可靠性架构和行为的跨层级设计和验证一体化模型和设计流程,实现系统自顶向下的可靠性设计和结果验证迭代方案;利用实例表、值属性和Opaque元素,设计模型内及模型与外部文件间参数的传递与管理方法.设计实践表明本文提出的整套方案能满足通用化航天器系统可靠性设计与验证的需求,有助于航天器系统设计的模型化、模块化发展.

摘要：根据空间感知任务的特殊应用需求,开展了光电系统技术指标论证,完成了光学系统设计和性能测试。光学系统全视场设计值为60°,F数为3.0,主光线在像面的入射角为8°。光学系统采用低灵敏公差优化设计方案,并在公差分析时提出以离焦方式补偿点目标与面目标的MTF,使之在50 lp/mm处不小于0.4。采用传函仪对装配后的镜头进行指标检测:13.5μm弥散斑直径内星点能量集中度达到90%以上;点目标MTF在50 lp/mm处不小于0.55,15 m处的面目标在同样的分辨率处MTF不小于0.48;视场边缘相对中心的照度达到72%;全视场的畸变小于-0.58%;倍率色差绝对值为1.53μm。外场观星测试表明,光机系统测试灵敏度为6.4 Mv,单独头部测角精度均值为0.7″,3σ置信区间为2″~3″。