高性能火箭探空仪研究与实现

针对高性能火箭探空仪探测参数多、数据处理密集、控制复杂、实时性强等特点,提出了主-从处理器体系结构和构造模型链的实时多任务调度方法;采用在系统可编程技术(ISP)实现系统重构和传输数据加密、解密编码。该方法可应用于其它类似飞行器的数据处理。

LabWindows/CVI在导引头地面测控设备中的应用

针对某型导引头挂飞试验实现导引头控制及实时性高的需求,设计了一种基于LabWindows/CVI软件开发平台的挂飞控制箱系统;该挂飞控制箱通过RS422串口与导引头相连,能够实现导引头控制、状态显示、GPS信息接收处理、试验数据存储等功能;挂飞控制箱采用VXI总线和LabWindows/CVI软件平台进行设计,硬件集成度较高,软件运用LabWindows/CVI开发平台自带的多线程技术,将串口通讯等周期性任务与数据处理、存储、显示等任务从时间上分开,提高了CPU工作效率,满足系统实时性要求;试验结果表明,该挂飞控制箱系统工作稳定,与导引头通讯可靠,实时性较高,试验数据完整且满足总体要求。

基于火箭探空仪的临近空间大气温度修正方法研究

21世纪后，临近空间飞行器成为各国研究的热点，准确的临近空间大气参数是研究临近空间飞行器的基础；为了获得临近空间高精度大气温度数据，提出了基于火箭探空仪的临近空间大气温度修正方法；通过分析某型火箭探空仪特殊机构及安装方式，提出了影响大气温度探测的4种因素：传感器滞后效应、气动加热、云层及地面反射的太阳辐射和测量电流的焦耳热效应，根据对4种影响因素的分析结果提出了相应的修正方法；为了提高温度数据的计算精度，根据气压、温度的相互影响关系提出了气压、温度迭代计算方法；目前，基于该修正方法的大气探测数据处理系统已经成功进行多次试验任务；试验结果表明，基于此方法可以获得20～60km高度范围内高精度的大气温度数据。

基于故障树的某型弹载记录仪故障诊断研究

某型弹载记录仪在电气系统联试时,会偶然性的出现提前停止工作的现象,影响了整个系统的可靠性。针对此故障问题,进行了故障树分析、问题定位,并提出了有效的解决措施。多次验证试验表明该方法能够彻底解决此类问题,分析过程对今后弹载记录仪的设计有参考价值。

硬质落球大气探测技术

为拓展大气探测高度范围,开展了硬质落球大气探测技术研究.以7 inch硬质落球为例,开展了弹道仿真计算,进一步利用参考大气数据推算了落球可能承受的气动阻力加速度,显现出对加速度测量准确性的高要求;分析了杆臂效应引入的附加加速度及其对加速度测量结果的干扰程度;讨论了几种典型的阻力系数计算方法及其计算偏差状况;考虑了可能的电磁兼容风险及小型化设计与制造的必要性.基于落球工作机理与上述关键技术、特性的分析与研究,完成了一种硬质落球设计,确定了运动参数的测量方法、杆臂效应的抑制措施,明确了落球总体性能指标.通过演示验证飞行试验实测数据与仿真数据的对比分析,证明了技术方案的可行性、合理性、实际测量结果与预期的符合性.

DDR3与FPGA接口的高速电路板信号完整性分析

由于芯片频率的提高,现今高速PCB设计的信号完整性问题的分析已经成为不可忽略的关键环节。以FPGA控制DDR3 SDRAM读写数据的高速PCB板为硬件平台,论述高速PCB设计中的反射、串扰等信号完整问题并以Cadence公司的SPECCTRAQuest仿真器作为仿真工具,提出并验证了抑制反射和串扰的方法。仿真结果表明,端接电阻可抑制反射,且不同端接方式以及驱动端频率不同,抑制反射的效果有所不同;改变布线间距及走线长度可抑制串扰。通过布线前和布线后的仿真来指导PCB的设计,保证了硬件平台的正常工作。

高可靠性小型固体动力运载火箭时序控制器设计

阐述了时序控制器电路原理,采用Microsemi公司的A3P250系列FPGA作为控制器,设计了一款高可靠性的时序控制器;围绕可靠性,从结构、硬件及软件设计等方面,介绍了设计方案,该时序控制器在硬件电路设计中采用了安全性设计措施,在时序测试中,能够将火工品点火回路短接,在火工品阻值测试中,能够断开点火回路确保火工品的绝对安全;在软件设计中,采用了FPGA仲裁机制,只有按照预定的测试流程,按照特定的逻辑顺序,才能完成相应的功能;在设计定时器时,采用格雷码计数器,有效地避免了计数器累加时位寄存器翻转产生的亚稳态现象;该时序控制器参加了火箭的多次飞行试验,具有相当的稳定性和可靠性。