固体火箭发动机CAD展望

对国内外固体火箭发动机计算机辅助设计研究（ＣＡＤ）进行了综述，提出了开发固体火箭发动机设计ＣＡＤ系统的总体构想，为提高武器装备水平，缩短火箭导弹研制周期指明了方向。     

通过时间拉伸预处理克服ADC的输入带宽限制时间拉伸预处理：第一部分

数字信号处理（ＤＳＰ）已经开始在现代通讯和雷达系统设计中起主导作用，不幸的是，商用模拟－数字变换器（ＡＤＣ０的速度尚不能满足通讯和雷达系统的数字化要求（尤其在微波段），可喜的是，我们已经发展了一种新的ＡＤＣ机理－在ＡＤ变换之前放慢模拟信号的速度，通过卫低输入信号（载波及其调制）的带宽的方法，ＡＤＣ的性能得到极大的改进，本文由于几个部分组成，还将研究时间压缩及其在高速数字－模拟变换器（ＤＡＣ）中的应用。     

航天测控通信站中的系统分析器

系统分析器是风云二号指令与数据获取站（ＣＤＡＳ）的自动化检测系统。它负责对ＣＤＡＳ各系统的性能评估和故障查寻工作。为确保ＣＤＡＳ系统连续运行，系统分析器通常接到备用系统进行实时检测，此外可对工作系统的重要参数进行监视。以专用计算机为核心，配以可编程开关网络和可编程仪器，经专用总线相连所构成的计算机辅助测试系统组成了系统分析器。所有检测按站内闭环测试、发射系统测试和接收系统测试三个环路进行。该系统可以由监控台发令，完成对站内１３个系统的３７项技术指标的自动检测。     

捕捉快速波形的时间拦伸法时间拉促预处理：第二部分

时间拉伸预处理法有助于克服慢采样速率模拟－数字转换器（ＡＤＣ０在捕捉信号方面的不足，本文的第一部分已对此技术作了介绍，该技术通过控制输入模拟信号的时间量程（扩大或放慢），大大地提高了ＡＤＣ的有效采样速率和车入带宽，我们将以时间拉伸波分多路采样（ＷＤＳ）为例对这种还可用于数字－模拟转换器（ＤＡＣ）的处理方法做进一步的说明。     

智能CAD／CAM一体化系统研究

提出了一种智能设计制造的一体化方案，建立了面向产品全生命周期的数据结构、知识库和生产环境（设备、刀具、工装、材料等）等支承性数据结构。采用模糊专家系统（ＦＥＳ）、人工神经网络（ＡＮＮ）等人工智能（ＡＩ）新技术，实现了面向对象的ＣＡＤ设计、智能ＣＡＰＰ工艺设计和一体化ＣＡＭ系统。     

用于CATV光纤／同轴混合网络的基于CDMA的通信框架的初始化协议

描述了用于光纤电缆混合（ＨＦＣ）公用天线电视（ＣＡＴＶ）网络通信系统的基于ＣＤＭＡ通信系统的初始化协议。ＨＦＣ ＣＡＴＶ网络是媒体共享的存取网络，它是利用在光链路终端和用户之间的同轴电缆总线原理实现媒体共享的。为了实现上行方向的存取，可以采用基于ＣＤＭＡ（码分多址）的多址存取方案（１，２，３），然而，在允许上行存取之前，要对连接在电缆总线上的每个电缆调制解调器进行初始化，在允许上行存取之前，要对连     

DC－XA准备试飞

ＤＣ－ＸＡ准备试飞麦道公司经过改进的垂直起降可重复使用运载火箭验证飞行器三角快帆（本刊曾译作德尔它特快飞船）试验机Ａ（ＤＣ－ＸＡ）已在３月１５日公开亮相，即将开始进行一系列的飞行试验。试验最早可能从５月份就开始。此前该火箭的前身ＤＣ－Ｘ曾在白沙靶场进...     

优化冲裁排样工艺——少无废料冲裁

在冲压生产过程中，认真做好冲压件的工艺分析，灵活运用摵秃霞负螖理论通过优化冲压件技术设计，大小零件套裁、合理利用板材公差、应用冲裁排样的计算机辅助技术（ＣＡＤ／ＣＡＭ），可以优化冲压件的冲裁排样，实现小无废料冲裁。     

导热板的CAD设计

介绍了导热板的设计依据及几种设计方法。对应用电子线路 Ｃ Ａ Ｄ 软件包在印制电路板 （ Ｐ Ｃ Ｂ） 设计文件基础上进行导热板机械设计的具体实施步骤及制图技巧进行了详细的介绍。这种设计方法可以在计算机上完成 Ｐ Ｃ Ｂ 图、元器件安装图、导热板机械图的模装。     

同步与数据缓冲系统的同步定时器

同步定时器是ＣＤＡＳＳ／ＤＢ系统的重要部件。它用高精度数字锁相环，精确地恢复地球同步气象卫星采集的原始云图数据的同步基准信息。数字锁相环由用高速器件组成的相位比较器和用计算机软件实现的滤波器构成，采用标准频率计数方式，完成对模拟太阳（ＳＰ）和数字太阳（ＳＳＤ）的锁相及卫星上时钟频率测量等任务。     

临近空间高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法

提出了一种新的将自适应滑模变结构控制与动态逆控制组合的鲁棒自适应的控制方法,用于临近空间高超声速飞行器的再入阶段飞行控制系统设计。用内外环动态逆控制将非线性飞行器对象近似解耦成不确定的3通道一阶线性系统,将所有不确定性转化为匹配的逆误差;由自适应滑模变结构控制给出动态逆的输入信号,消除逆误差的影响,保证对制导指令的鲁棒跟踪。某高超声速飞行器临近空间再入的六自由度仿真结果表明:控制器有较好的鲁棒性和跟踪性能。     

Using computer graphics to enhance astronaut and systems safety.

Computer graphics is being employed at the NASA Johnson Space Center as a tool to perform rapid, efficient and economical analyses for man-machine integration, flight operations development and systems engineering. The Operator Station Design System (OSDS), a computer-based facility featuring a highly flexible and versatile interactive software package, PLAID, is described. This unique evaluation tool, with its expanding data base of Space Shuttle elements, various payloads, experiments, crew equipment and man models, supports a multitude of technical evaluations, including spacecraft and workstation layout, definition of astronaut visual access, flight techniques development, cargo integration and crew training. As OSDS is being applied to the Space Shuttle, Orbiter payloads (including the European Space Agency's Spacelab) and future space vehicles and stations, astronaut and systems safety are being enhanced. Typical OSDS examples are presented. By performing physical and operational evaluations during early conceptual phases. supporting systems verification for flight readiness, and applying its capabilities to real-time mission support, the OSDS provides the wherewithal to satisfy a growing need of the current and future space programs for efficient, economical analyses.     

基于伪谱法的固定采样实时最优制导方法研究

针对具有过程约束和终端状态约束的高超声速飞行器再入制导问题,给出了一种固定采样非线性实时最优制导算法,该算法通过连续在线计算开环最优控制的方式提供闭环反馈,避免了内环跟踪控制器的设计过程。利用通用伪谱优化软件包实现多约束非线性系统最优控制问题的在线求解。在考虑计算误差、预报误差、模型参数不确定性和干扰的情况下,对采用该算法构成的闭环控制系统的有界稳定性进行了理论分析与证明。仿真结果表明,该实时最优制导算法能有效地抑制飞行过程中不确定性和扰动的影响。     

机动再入飞行器自适应飞行控制系统设计

研究机动再入飞行器的制导控制问题。为了解决机动再入飞行器气动系数变化范围大、气动耦合严重和气动参数非线性过零常值大等恶劣条件下的控制，并且能充分利用飞行器可测量信息提高系统自适应能力，本文提出了状态方程参数辨识－－极点配置－－前馈补偿自适应控制的飞行控制系统的设计方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统仿真，可以看出该控制系统使其有很好的飞行性能。     

一种用于航天器飞控演练的数管模拟器设计

飞控模拟器用于航天器飞控任务的演练,对确保飞控任务安全可靠起着关键作用.数管模拟器是飞控模拟器最重要的组成部分之一,用于模拟航天器的遥测、遥控、信息处理和传输等功能.文章介绍了一种航天器数管模拟器设计方案,它由通用工控机、通用和专用板卡、数管仿真软件几部分组成,具有真实性高、通用性高、灵活性高的特点,已在嫦娥一号和嫦娥...     

SFMEA方法在飞行控制软件中的应用

为提高飞行控制软件的安全性,分析了飞行控制软件的安全性薄弱环节,探讨了影响飞行控制软件安全性的隐患。简要阐述了软件失效模式、影响(SFMEA)方法,给出软件失效模式分类的方法以及飞行控制软件常见的失效模式,给出适用于航天飞行控制软件的软件危害性等级,结合某型号飞行控制软件进行了SFMEA方法的尝试性应用,分析了软件失效的局部影响和最终影响,形成了52个SFMEA的分析表格,总结了302个飞行控制软件的失效模式,发现了部分安全性薄弱环节,并提出了相应的改进措施,结果表明,SFMEA方法对提高飞行控制软件的安全性有一定的工程价值。     

航天飞机末端区域能量管理段航程设计研究

末端区域能量管理段的主要目的是控制航天飞机的动能和势能，并最终达到进场着陆段的初始要求，以保证最终成功着陆。制导系统通过能量、速度和侧向轨迹的控制，使航天飞机达到标准的能量状态。而航程设计是制导系统的基础，制导系统中控制指令的产生都依赖于航程预测，因此，设计预测航程对航天飞机顺利完成末区能量管理段的飞行至关重要。所采用的制导方法是将末端区域能量管理段划分为四个飞行段，即S形转弯段、捕获段、航向校准段及进场前飞行段。分别对四段进行了预测航程设计，并给出了仿真实例。仿真结果表明所设计的航程能够使航天飞机很好地完成末区能量管理段的飞行，具有较高的工程实现价值。     

长征运载火箭飞行控制技术的发展

介绍了新一代长征运载火箭(LMLVs)的型谱，并从四个方面对运载火箭控制系统的发展进行了综述。制导技术从开环制导发展到迭代制导，并针对大推力直接入轨和终端姿态约束要求，进一步发展了迭代制导算法，入轨精度大幅提升；姿态控制仍以PID技术为基础，采用空间模态和等效摆角的建模方法解决助推飞行段多个舱段发动机联合摇摆问题，结合自抗扰技术(ARDC)进行主动减载控制；自载人航天工程起开展系统性的可靠性设计研究，逐渐形成了以设备冗余、算法容错和系统在线重构等为特点的技术体系，促进了长征火箭控制系统可靠性的整体提升；电子系统从分立的集中式体系架构，发展为集成化的分布式数字控制系统。针对当前飞行控制技术的研究热点，本文最后总结了长征运载火箭在这方面的最新实践与发展趋势。     

飞行器半实物仿真装备研究进展与展望

根据制导体制不同，分别从光学制导仿真、射频制导仿真、光学/射频复合制导仿真等方面介绍了国内外半实物仿真装备研究进展。结合飞行器对半实物仿真技术提出新的发展需求，提出了全角度空间制导仿真、特殊环境/背景制导仿真、绕飞伴飞仿真、弹体气动伺服弹性仿真等特殊背景的半实物仿真方案。最后，结合飞行器技术和半实物仿真技术发展趋势，对飞行器半实物仿真装备的发展趋势进行了展望。     

Guidance of a spacecraft with low lift-to-drag ratio to a landing point

The problem of terminal control over a deorbiting spacecraft at the stage of its flight after leaving plasma (altitude of ∼40 km) is considered, the aim being to guide it to a preset landing point. The algorithm is based on a modification of the well-known method of proportional navigation, when a fixed point is the target. It is suggested to use satellite navigation systems (of the GLONASS or GPS types) and/or radio beacons, which should allow one to determine the spacecraft trajectory parameters with high precision. Single-channel control is performed by changing the roll angle according to current parameters of the trajectory, which ensures adaptability of the method. Examples of three-dimensional trajectories of flight are presented for a manned spacecraft with low lift-to-drag ratio (∼0.5), currently under design in Russia. The results of statistical modeling taking into account initial deviations of the trajectory parameters and wind disturbances are presented. A method of statistical choice of a reference trajectory for the guidance stage is suggested. A theoretical possibility of using the algorithm of spacecraft guidance (in case of in-light accident with a carrier launcher) to preset regions in the vicinity of launching route is demonstrated. A qualitative analysis of proportional navigation with a fixed target is presented.