某自行高炮虚拟训练系统设计及关键技术

结合自行式高炮装备的结构特点和训练需求,采用机理与外观相分离的设计思想,建立一种多节点、多任务的分布式仿真训练系统。以机理模型为设计核心,采用了客户/服务器模式的系统拓扑结构。介绍了复杂装备外观建模方法和交互技术以及基于MATLAB的机理模型构建和系统集成方法。     

分布式标图系统关键技术研究

针对分布式标图系统的面临的主要问题,提出运用发布/订阅和消息中间件的技术,实现分布式标图系统的松散耦合,有效地降低了系统中的数据流量.介绍了基于消息中间件和发布/订阅机制实现的分布式标图系统的主要数据结构和功能模块的实现方法,指出这些技术对通用综合态势图的生成也具有重要意义.     

基于ARM的数据采集系统设计

主要介绍了基于嵌入式实时操作系统μC/OS-Ⅱ的数据采集系统的设计.该系统主要由硬件和软件两部分组成,硬件采用基于ARM7TDMI嵌入式微处理器的三星公司的S3C44BOX芯片,软件采用嵌入式实时操作系统μC/OS-Ⅱ.此系统比传统的数据采集系统具有更好的安全性和实时性,并可应用在实时图像监控等复杂系统中.     

发布/订阅机制在协同作战系统中的应用

为了提升现代战场环境中作战系统的作战效能,引入了协同作战的思想。采用发布/订阅机制实现协同作战系统中应用数据的按需分发,并将发布/订阅机制以中间件的方式应用于协同作战系统的设计中,利用发布/订阅中间件所提供的丰富的QoS（Quality of Service）策略满足了系统内多类型数据复杂的分发需求。通过相关的测试,能够满足协同作战系统基本的信息交互需求。     

合成孔径雷达三维成像技术及特点评述

常规合成孔径雷达只能实现二维高分辨率成像,无法得到景物的高度信息。与其他技术结合的合成孔径雷达可以实现三维高分辨成像,逐渐成为研究热点。介绍了干涉SAR(InSAR)、双/多基地SAR、复杂路径SAR以及阵列SAR等几种不同的SAR三维成像模式,对它们的技术特点以及发展的重点问题进行了分析,可为新体制的合成孔径雷达三维成像技术提供参考。     

一种基于IMM/MSPDAF的多传感器数据融合目标跟踪算法

基于交互式多模型和多传感器联合概率数据关联算法的机动目标跟踪,先用融合算法将红外和雷达的量测进行融合,然后利用融合后的数据,采用交互式多模型机动目标跟踪方法实现对机动目标的跟踪。仿真实验验证了算法具有良好的机动目标跟踪效果。     

标签集中式发布订阅机制性能分析

针对目前现有的发布订阅规范(DDS)主要描述终端节点信息处理行为的实际,提出使用标签集中式机制完成发布订阅信息网络交互工作。理论分析了标签集中式发布订阅机制的数学模型,对往返时延等参数进行了理论计算。并仿真此机制下无线窄带网络中发布订阅信息交互机制对网络性能及参与者数量对发布订阅系统性能的影响。通过理论计算和仿真分析证明此机制在较小规模网络中有良好的性能。     

计算机辅助设计在BDP阻燃PC/ABS合金配方中的应用

在前人对BDP阻燃PC/ABS合金的实验研究基础上,借助计算机强大的运算能力辅助BDP阻燃PC/ABS合金进行了配方设计。根据BP三层感知器神经网络结构,确定了用于BDP以及BDP/SiO2复配体系阻燃PC/ABS合金配方建模的人工神经网络的输入、输出以及隐层模式,选用Sigmoid函数作为用于建模的BP网络各层的激活函数,以PC/ABS、SiO2和BDP三组分在配方中的比重作为三层BP人工神经网络的输入,通过设置3个隐层节点,建立以极限氧指数（LOI）或伸长率分别作为输出的单目标模型。经过利用9对试样分别作为训练样本和测试样本对网络进行训练、测试,当输出量设为极限氧指数（LOI）时,预测误差在±4%以内;当输出量设为伸长率时,预测误差在±5%以内,均能满足实用配方的要求。     

一种基于预测滤波器的自适应卡尔曼滤波算法

针对系统过程噪声统计特性不确切或未知的条件下,研究了一种基于预测滤波器的自适应卡尔曼滤波算法。由预测滤波器实时估计系统模型误差及其协方差矩阵,再用其修正系统状态预测值及预测误差协方差矩阵,从而自适应调节卡尔曼增益。将该算法应用于弹载SINS/GPS紧耦合组合导航系统并与普通卡尔曼滤波、基于新息的移动开窗自适应卡尔曼滤波进行了对比,仿真结果说明该自适应滤波算法具有更高的可靠性和精度。     

高超声速飞行器边界层外缘参数仿真分析

以高超声速飞行器为研究对象,构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线,建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型,采用钝双锥模型,对比分析工程估算、无黏数值及有黏数值计算方法的计算结果。结果表明,0°攻角状态下,基于无黏流场的数值计算与工程估算和有黏数值计算的压强最大差值分别为1.19%和2.39%;10°攻角状态下,最大差值分别为5%和50%;从而证明所提出的无黏数值计算方法明显优于工程计算方法,为进一步快速准确计算高超声速飞行器气动热环境奠定了重要基础。