摘要：提出了一种大规模Flash型FPGA整体电路编程后功能仿真验证的方法。通过对核心Flash单元建立数字Verilog等效模型,采用整体数字仿真验证和模拟仿真验证的方法,结合编程功能案例,对器件内部所有的资源模块进行功能仿真验证,并且提出了加快整体电路数字仿真速度的方法。将提出的仿真验证方法成功应用于大规模Flash型FPGA芯片设计验证,得到了正确的验证结果,整体电路仿真验证速度得到了显著提升。

摘要：质子交换膜燃料电池(Proton Exchange Membrane Fuel Cell,PEMFC)以其高效、清洁和环保的特性,被视为21世纪最具潜力的绿色能源之一。通过数学建模与仿真分析,深入研究PEMFC的性能特性及其影响因素。基于电化学、质量守恒和能量守恒等定律,建立了PEMFC的数学模型。该模型综合考虑了电池内部的传质过程、电化学反应以及热传输等现象,能够较为准确地描述PEMFC的工作特性。在模型建立的基础上,采用Matlab/Simulink软件平台对PEMFC进行了稳态和动态仿真分析。通过调整模型参数,模拟了不同工作条件下PEMFC的性能表现,并深入探讨了工作压力、工作温度、相对湿度以及气体流量等因素对PEMFC性能的影响。仿真结果表明,PEMFC的性能受多种因素综合影响。研究成果为PEMFC的优化设计与实际应用提供了重要的理论依据和技术支持。未来研究可进一步探索PEMFC的耐久性、成本效益以及与其他可再生能源系统的集成应用等方向。

摘要：针对利用反作用飞轮作为执行机构的微小卫星姿态控制系统,详细讨论了基于dSPACE实时仿真机、单轴气浮转台、星载计算机及陀螺和反作用飞轮实物的卫星姿态控制系统半物理仿真的方案设计;并利用该系统对仅用反作用飞轮的卫星姿态大角度机动控制模式进行了半物理仿真验证。仿真结果表明根据陀螺和反作用飞轮现有精度,设计的大角度姿态机动控制算法能够满足分系统技术要求,同时验证了半物理仿真系统方案设计合理、可靠。

摘要：基于实际大涵道比航空涡扇发动机宽弦风扇叶片的结构特征,设计、加工了空心风扇叶片结构模拟件,完成了空心风扇叶片高循环疲劳试验设计,并着重对其叶身空心结构部分抗疲劳能力进行了试验验证.试验结果表明试验夹具和试验件的设计能够完成空心风扇叶片高循环疲劳考核的目的.同时,该空心风扇叶片结构叶身部分对应1×10~7次循环的高循环疲劳强度介于370MPa至400MPa之间,满足其在最大工作状态下疲劳强度不小于324MPa的高循环疲劳设计要求.因试验件数量相对较少,仅获得了给定应力水平下的高循环疲劳寿命数据,后续可按照该技术途径和方法流程适当增加试验件数量,以获取疲劳极限进而构建其应力-疲劳寿命曲线,为工程研制奠定基础并积累数据.

摘要：功能验证能在芯片设计前期快速、低成本发现缺陷,对于保证设计质量具有重要意义.针对内核模块验证中指令序列随机性差、测试用例编写繁琐和验证平台重用性差等问题,设计了一款8位精简指令集内核验证参考模型,通过对指令集单独建模、可配置化参数设计等方法满足了指令序列随机组合的验证需求和重用性,且结合自动化脚本的使用解决上述相关问题.将参考模型搭载UVM平台对一款RISC架构的8位MCU内核进行验证.验证结果表明:集成了所设计参考模型的UVM平台具有很好的鲁棒性和重用性,缺陷数量收敛快,验证周期更短,内核模块的代码和功能覆盖率均达到100%.

摘要：针对滚珠直线导轨用于空间机构时的空间环境适应性问题,提出了空间机构用导轨设计方案,经导轨地面试验和产品在轨试验验证,该设计方案可以满足在轨使用要求,实现了导轨在真空、高低温等空间复杂环境下的长寿命应用.以空间站机械臂末端执行器用滚珠直线导轨研制为例,开展了导轨设计,并进行了导轨试验验证,确定了导轨采用滚珠溅射沉积MoS_(2)复合薄膜的固体润滑方案,间隙为0.04~0.05 mm,满足末端执行器在轨工作2000次以上的使用寿命要求.通过末端导轨试验可知,固体润滑的导轨载荷能力和使用寿命均显著下降,在空间机构用导轨研制过程中,须进行专项寿命试验,以验证导轨能否满足在轨使用要求.

摘要：数控加工仿真是 CAD/CAM的重要研究内容 ,基于设计模型研究数控仿真验证 ,提出基于设计模型的数控仿真验证的新方法 ,即用干涉元素集合体的设计模型代替毛坯同刀具求交 ,以检查干涉。实现了以这一方法为核心的实体验证的实验模块 ,并给出了实验结果。分析了实验这一新方法遇到的问题 。

摘要：嫦娥四号任务由着陆器、巡视器和中继星组成,中继星先于着陆器与巡视器发射,着陆器与巡视器着陆于月球背面开展探测任务.中继链路系统负责搭建地面站与月面探测器之间的通信链路,是其工程实现的关键组成部分之一.本文针对嫦娥四号任务特点,开展中继链路系统任务需求分析,并提出中继链路系统方案.该方案在兼顾任务需求的同时,充分继承了嫦娥三号任务成果,并开展系统级优化设计,降低了嫦娥四号任务工程实现代价.该方案结合嫦娥四号任务实际过程,对动力下降、着陆器与巡视器分离、休眠唤醒等关键过程中的中继链路系统工作模式开展设计.最后,本文对系统验证情况进行了介绍.

摘要：随着LCD在嵌入式系统中的广泛应用,LCD控制器IP成为SoC芯片中的一个重要部件。文章介绍了一种支持TFT和STN屏的LCD控制器设计。该设计使用了基于空间散列的帧频控制算法以优化LCD显示图像质量,并使用两级缓存结构以保证稳定的输出数据流。文章同时给出了模块化可配置的自动验证方案,并在FPGA上实现了该设计。

摘要：为验证核心舱俯仰机组热控设计能满足空间站任务期间任何工况对机组温度的要求,运用I-DEAS/TMG软件,通过仿真分析确定了核心舱俯仰机组所需的加热功率及被动热控措施,预示了极端高温工况下的最高温度。在轨飞行情况表明:(1)俯仰机组飞行温度验证了理论计算的正确性,二者之间的偏差约3.2%,为后续在轨任务的圆满完成提供了保障。(2)喷管受太阳照射面积越大,头部及电磁阀温度越高。在太阳角为60°时,喷管受照面积最大。(3)低温工况下,有推进剂流道的机组头部和电磁阀温度高于8℃,满足高于0℃的指标要求。(4)惯性飞行姿态对俯仰机组而言,属于高温工况。跟以往飞船系列俯仰机组的被动热控设计不同,核心舱俯仰机组被动热控设计保证了电磁阀温度低于40℃,为电磁阀在合适的温度范围内可靠工作提供了保障。