某型导弹测试系统模块化设计

基于1553B及ARINC429总线的导弹系统已经广泛应用,为了在导弹研制及生产阶段检验导弹工作时序的正确性,需要一种测试设备对导弹的工作时序进行检测。阐述了该测试设备的构造及工作原理,硬件设计及软件设计。测试系统的研制成功满足了某型导弹的试验测试需求,也为后续相关型号测试设备的研制提供了基础。     

新疆少数民族高等教育与人口就业——基于二进制响应模型的实证检验

新疆少数民族高等教育和人口就业的关系是一个异常重要,却少有学者关注的研究领域。本文利用二进制响应模型实证检验了新疆少数民族高等教育对就业的影响。研究结果显示,新疆少数民族高等教育是促进人口就业的Ganger原因,少数民族高等教育对促进就业具有显著的滞后效应,当期少数民族在校大学生占比超过其中位数,一年后就业人口占比超过其中位数的概率将增加23.13%,两年后全疆就业人口占比超过其中位数的概率将增加57.95%。为此,本文提出了进一步提高少数民族高考升学率,继续巩固基础教育阶段成果和高度重视少数民族职业教育和培训等三方面的建议。     

57—2航箭超前问题分析

分析了某型外贸机空对地发射５７－２航箭射导弹着点超前的基本原因,并从工程实践出发,提出了解决超前问题的新思路。其基本设想是在武器瞄准方程计算火箭弹道的初始条件中加入一个火箭爬升角增量和火箭虚拟速度增量,使计算弹道逼近实际弹道,避免了重新修正火箭阻力函数,重新计算弹道及弹道拟合的周期长、费用高的常规办法。进而在此基础上修改了平显软件。经验证试飞,获得满意结果。     

自主式车载组合导航系统研究与仿真

考虑到车载组合导航系统运行时间长、地形环境复杂的特点,将零速修正技术与惯导/里程计/气压高度表组合导航系统相结合使用,采用序贯处理和平方根滤波算法,建立了实用的卡尔曼滤波模型。相比基本卡尔曼滤波算法,该方法实现简单,计算量小,抑制了滤波的发散,提高了滤波的精度。最后对组合导航系统进行仿真验证,取得了较为满意的结果。与INS/GPS组合导航系统相比,该系统具有良好的自主性及适应性。     

美国陆军网络装备作战评估及启示

作战试验能有效地推动装备体系的建设发展,本文通过分析美国陆军网络集成评估与联合作战评估的作战试验特点,提出军队开展装备作战试验的几个建议。首先,总结了美国陆军网络集成评估到联合作战评估的发展演变,主要包括网络集成评估的地位和作用、网络集成评估的实施流程以及13次网络集成评估和3次作战评估的有关情况;其次,分析了网络集成评估的一系列作战试验特点,诸如实际作战需求牵引、逼真场景构建、试训一体化模式、部队战斗力的直接生成以及作战能力的军民融合式发展等;最后,提出了网络集成评估带来的若干启示,从满足实战能力需求开展作战试验、突出装备体系的互操作能力评估、探索试训结合的作战试验模式、组建专门的作战试验部队及鼓励工业部门参与作战试验等方面推动军队作战试验的发展。     

边界扫描测试在显示技术中的应用

为有效检测电路板焊接质量与器件质量,实现高精度的故障定位,提出了基于边界扫描技术与功能测试技术的解决方案。在显示产品设计中,开展可测试性设计,形成完整的边界扫描测试链;针对VRAM器件特点,提出了基于DRAM的测试方法,并设计相应的测试模型。最终,实现了对电路板的边界扫描测试,快速完成了对显示器件质量与焊接质量的有效检测。边界扫描技术与功能测试的结合,可以扩展边界扫描技术的应用范围,实现了更高的测试覆盖率。     

软件定义的航天器测试网络技术

航天器测试网络是航天器自动化测试运行、测试数据监测分析等测试业务运行的信息通道,它的性能将极大影响航天器试验测试效率与试验数据的应用效能。针对传统航天器测试网络存在的物理独立部署、人工迁移、存在数据孤岛以及无法高效交换共享的不足,本文参考借鉴软件定义网络技术,设计了基于虚拟局域网及软件定义网络技术的软件定义航天器测试网络。该测试网络技术具备良好的软件重构、区域隔离、测试信息汇聚共享性能,能够通过软件重构,自动化迁移部署航天器测试网络;通过网络区域逻辑隔离,确保各航天器测试指令运行区域受控、安全;通过全局测试数据汇聚实现多航天器测试数据的交换共享,从而有效解决了航天器测试网络快速部署、测试指令安全运行与测试数据交换共享的问题,有力推动了装备试验数据工程的建设工作。     

战术导弹连射试验测控软件关键技术

针对导弹的多发连射试验,在单发导弹飞行试验实时测控软件系统的基础上,研究了I/O缓冲设置、多发射信号的接收与识别、第n发导弹数据处理时机等关键技术.解决了研发用于战术导弹连射试验测控软件系统中的多项难题,使得靶场实时测控软件系统能够满足多发导弹连射试验的航区安全控制需要.     

二维超声速空气引射器启动特性试验研究

超声速引射器是高空模拟试车台的重要组件,在发动机启动前利用引射器对试验舱预抽真空,可避免发动机启动初始时刻燃气漏入试验舱造成燃气在发动机中分离,对获取发动机在高空环境下的完整推力特性具有重要意义。而该工况下超声速引射器的启动过程是引射器工作过程中最为恶劣的工况,设计不合理的引射器会导致启动压力过高甚至不能实现启动。建立了缩比超声速空气引射器试验台对超声速引射器的启动特性进行研究,采用压力测量方法结合纹影技术对超声速引射器处于极限启动压比时的流场进行了描述,研究结果表明混合室收缩比越小,引射器极限启动压比越低。同时给出了定位超声速引射器不启动原因的判据:当引射器不启动是由引射总压不足引起时,盲腔压力在引射总压提高时降低,并在临界启动状态下达到最小值;而由混合室收缩比过小导致的引射器不启动在引射总压提高时盲腔压力单调上升。     

平流层飞艇气动特性相似缩比分析与风洞试验

阐述了平流层飞艇气动特性天地相似缩比分析设计方法,给出了刚体模型与柔性体模型完成风洞试验需满足的相似准则数,并指导完成两类缩比模型研制及风洞试验。通过对两类缩比模型风洞试验数据的分析,发现平流层飞艇不同充气内压下气动特性规律基本一致,但较刚体模型有明显的差异;柔性特征下的气动阻力系数明显高于刚体,在零攻角状态下甚至高出一倍,引发滚转气动力矩特性出现稳定与发散的本质变化。这对平流层飞艇特别是低压保形下的柔性气动特性评估,克服现有采用刚体气动特性数据或工程估算方法进行“动阻平衡”飞艇总体设计存在较大偏差的弊端,具有重要工程应用价值。