面向DSP的嵌入式远程调试环境设计

针对目前DSP软件开发环境存在的不足,提出了基于GDB构建远程调试环境的方案。介绍了GDB远程调试原理,详细讨论了远程调试环境设计中关键技术——调试服务器的设计。以TMS320C674x DSP为目标平台,对方案予以实现,针对C674x DSP特有的可变长指令和超长指令字架构,描述了调试服务器相应的实现方法。实验结果表明,基于GDB构建的面向DSP的嵌入式远程调试环境能够满足DSP应用软件调试的需要。     

脊状表面近壁区湍流度分布规律

通过对不同风速下,不同形状、尺寸脊状表面及光滑平板表面边界层内湍流度的测试,对比分析了脊状表面近壁区湍流度的分布规律。试验在小型直流风洞中开展,流场测试中使用恒温式IFA 300智能型流动分析仪,测试模型则采用有机玻璃及铝两种材质的平板模型。在脊状表面理论零点及壁面摩擦速度的计算中,采用了基于紊流边界层对数律区流速分布公式同时计算壁面理论零点和壁面摩擦速度的改进方法。最终测试结果表明:脊状表面边界层过渡区和对数律区内湍流度与平板相比显著下降,最大降幅超过10%,证明脊状结构的存在有效减弱了壁面近壁区内"猝发现象"的发生。     

舰载分布式系统总线的硬件实现及调试

舰载分布式系统总线局网HJ-90具有很高的数据传输速率,有较强的冗余容错能力,可入网节点数多达256个,它对于海军舰载指挥控制系统及其它一些实时控制系统的连网都具有很强的实用性。本文作者首先对该总线局网的硬件实现方法作了简要介绍,然后,作者着重就接口板调试中遇到的问题,对该总线局网的调试方法作了详细介绍。     

并行调试环境中的追踪和重演

通过传递消息进行通信的并行程序，由于受进程调度和消息等待时间变化的影响，其执行结果可能是不确定的。这导致调试时相继执行不能再现先前的故障，为此，在并行调试环境中引入了追踪和重演机制。本文详细讨论了一种比较先进的追踪和重演算法及其工程实现。     

提速列车车厢减小空气阻力风洞实验研究

列车提速使得其空气阻力明显增大。为了减小空气阻力，列车车厢气动外形的研究变得愈加重要。在低速风洞中获得的实验结果表明，对现型列车车厢局部外形稍加改善，就能使得其空气阻力大为降低。这是实现我国列车提速最为有效的途径之一。     

高超声速风洞热化学非平衡流场辐射谱的数值计算

以轴对称的热化学非平衡N -S方程为控制方程 ,采用双温度 11组元反应气体模型 ,数值求解高超声速热化学非平衡流场。在此基础上 ,采用“线—线”精细辐射模型计算流场的辐射谱特性 ,在 0 15～ 2 μm区间计算了40 0 0 0个光谱分布点处的辐射发射、吸收系数 ,得到了高焓风洞实验条件下的流场辐射光谱分布及该条件下主要辐射组元NO的辐射光谱分布。计算表明 ,振动温度对辐射有重要影响     

应变天平测量电路退化及失效检测技术

针对振动、温度应力等引起的风洞应变天平检测电路(惠斯登电桥)的退化或失效,提出一种检测方法。基于不同时刻在电桥不同节点施加激励并测量其响应,通过理论计算实现电桥的参数解析,基于聚类实现失效检测。研制了原理样机,并开展实验研究,实验结果表明该方法有效,可以实现电桥的失效检测,电桥电阻的测量精度可以达到0. 2‰以上。基于该方法设计的样机,可以实现应变天平检测电路的退化及失效的自动检测,节省故障诊断时间,提高风洞试验的可用时间。     

片上trace：嵌入式处理器的有效调试和优化技术

片上trace技术弥补了传统调试方法的不足,可以实现对嵌入式软件的非入侵调试.首先分析了当前主流调试方法的不足,论述了trace与断点调试方法互为补充的关系,而后介绍了YHFT系列DSP的片上trace系统TraceDo的功能与结构,并解释了路径trace的原理和工作过程,最后讨论了片上trace的应用.     

Φ120高超声速风洞流场校测

介绍了浙江大学Φ120高超声速风洞的设计性能参数、流场校测结果以及标模测力结果。Φ120高超声速风洞采用“前吹后吸”的暂冲式直连式布局,喷管出口直径为120 mm,设计运行马赫数为5.0、6.0和7.0,来流总压0.2～2.0 MPa,来流总温400～700 K,运行时间不小于10 s。流场校测结果显示5.0/6.0/7.0喷管的均匀区直径超过90 mm,均匀区平均马赫数分别为5.07、6.05和6.94,均方根偏差分别为0.018、0.015和0.023,均匀区轴向马赫数梯度分别为0.021、0.016和0.031,上述关键参数全部达到GJB1179A-2012合格指标,部分参数达到GJB1179A-2012先进指标。AGARD HB-2标模在Φ120高超声速风洞中的气动力测量结果与自研GRAND程序数值计算结果以及GJB4399-2002中的参考值吻合得较好。综上所述,Φ120高超声速风洞参数范围较宽,可用于高超声速空气动力学教学试验和高超声速复杂流动机理、流动控制降热减阻机制等前沿科学问题的研究。     

某型旋翼无人机极限风速下运动失稳及失能特性研究

抗风能力是决定无人机应用范围和生存能力的关键。以某型旋翼无人机为研究对象,利用风洞试验设备和双目视觉非接触式测量系统,对无人机极限风速下的失稳特性（姿态或速度）以及动力组件的失能特性开展了精细化测量和研究,获得了某型旋翼无人机的临界失稳条件和特性以及易损部组件的失能特性。结果表明：17 m/s为无人机的临界失稳风速,无人机以40°攻角后退;风速为28 m/s时,无人机动力系统停机;风速达到34 m/s时,旋翼几乎无变形。从利用风场破坏无人机角度,失稳坠落最容易,动力系统失能次之,旋翼破坏最为困难。