变后掠驱动系统微型计算机智能监控

本文介绍的微型计算机智能监控系统,是用于强击机变后掠驱动系统仿真试验的。该系统能完成112个开关量检测、显示、报警和应急处理,以及10路模拟量通道的人工控制。智能监控系统作为PDP—11/23的前端机,与PDP—11/23组成双机通信系统,即互相分工,又彼此配合地并行工作,共同完成变后掠驱动系统仿真试验。从而发挥了计算机强大的逻辑判断和记忆功能的优越性,简化了结构设计,提高了试验现场监控的自动化程度,省时、省力。     

升力式再入飞行器的先进控制方法研究

为克服升力式再入飞行器现有分段控制方法的缺陷,根据动力学模型,将滑模变结构控制和神经网络动态逆法控制分别用于飞行器再入控制的外环与内环回路。建立了控制模型并进行仿真。理论分析和仿真结果表明,采用该法无需大量的增益调节,能自动适应非线性、强耦合的对象特性,以及环境的剧烈变化,减小不同飞行条件下对气动和结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素和扰动,能较好地实现飞行器的再入控制。     

月球探测器轨道设计新方法研究

利用太阳引力摄动与月球绕飞设计地月转移轨道,是月球探测器轨道设计的一种新方法。与霍曼转移相比,这种新型轨道飞行时间较长(约三、四个月),但显著节省速度增量(可达150m/s),对月球探测器工程具有诱人的实际应用价值。对应用引力捕获设计地月转移轨道新方法,本文比较全面地论述了研究目标、研究内容、研究方法与步骤,并从大量算例中给出若干典型轨迹予以辅证。     

空间交会V—bar接近冲量机动运动分析

从相对运动与绝对运动两方面全面阐述空间交会V—bar接近冲量机动变轨的运动规律。交会接近段的起点与终点为绝对运动转移轨道通径的两个端点，转移轨道半长轴略大于机动变轨前的轨道半径，转移轨道偏心率以及追踪星对目标星缩减的地心角取决于径向速度增量，并给出视界角设计方法。     

基于带权时间Petri网的工作流建模研究及应用

文章提出了一种带权的时间工作流概念,建立了带权时间工作流模型WTPWF-Net(带权时间工作流网络),给出了其元模型和过程模型,给出了从工作流概念到模型元素之间的映射方法,并利用本模型对某公司的物资管理系统的业务流程进行了实际运用,良好的运行效果验证了该模型的可行性和有效性。     

基于XML和ASP.NET的教学资源信息平台的研究与设计

首先分析指出了学院现有的各级教学资源信息化工作中出的问题,通过调研,提炼出教学资源信息平台的主要业务功能需求。在此基础上提出基于XML和ASP.NET的教学资源信息平台的设计方案,并论述基于SOA的用户身份验证、基于XML的教学资源规范化描述以及XML文档在SQL Server中的存储方式和读写访问等实现过程中的关键技术。     

侵彻制导武器终端多约束最优制导律

针对侵彻型制导武器终端多约束制导问题,建立包含一阶弹体动力学的多约束制导模型,采用最优控制方法推导终端多约束制导问题的通解。根据终端约束与罚函数的关系,求解了实际工程中关心的3种最优制导律,并结合当前主流制导控制体制,在小角假设下,将其表述为便于工程实现的形式,即包含弹体动力学的最优比例导引制导律、弹道成型最优制导律和终端多约束最优制导律。理论分析和典型末制导条件仿真表明,后2种制导律可为侵彻制导武器终端位置与角度双约束以及位置、角度与加速度多约束制导问题提供理论基础和工程应用参考。     

航天器轨道交会的一般策略

航天器轨道交会机动可应用推力值较大的脉站式推力,也可应用推力值较小的连续型推力或间断型推力。阐述了航天器轨道交会的一般策略与设计方法,包括推力的选择与交会程序设计等。     

非线性相对运动方程的分析解

阐述追踪航天器相对目标航天器的运动方程的建立,以线性相对运动方程分析解为基础,推导出非线性相对运动方程分析解,这里目标航天器沿一般椭圆轨道（包括圆）运动,追踪航天顺受常值推力作用或在自由状态下运动。     

基于模糊逻辑的再入RCS控制方法

针对 RLV (Reusable Launch Vehicle)的再入控制提出了一种基于模糊逻辑的RCS(Reaction Control System).详细分析了RCS控制特性,建立了基于效率系数以及继电特性的RCS模型,提出了一种基于Mamdani模型的模糊逻辑三通道RCS控制器,该控制器利用专家控制经验,根据姿态角及角速率的偏差,产生不同的RCS控制指令输出给三通道对飞行器进行姿态控制.通过六自由度非线性仿真,验证了该控制系统与PID(Proportional-Integral-Differential)控制器相比具有更好的跟踪性能,且RCS的控制输出效率也更高.