基于不确定性的飞行器分离可靠性建模与分析方法

为实现飞行器分离任务可靠性的定量分析和高效精确评估，研究了高超声速飞行器分离任务过程中各种不确定性因素对分离可靠性的影响，提出一种基于不确定性的飞行器分离可靠性建模与分析方法。面向高超声速飞行器分离任务需求，建立分离动力学仿真模型，综合考虑分离过程不确定性因素的影响，利用灵敏度分析方法识别主要不确定性因素，构建分离可靠性模型。针对此模型，提出一种改进主动学习Kriging(IAK)的分离可靠性分析方法，通过新的采样策略选取失效概率更大的采样点作为新增训练点，进行高效可靠性分析。实例结果表明，该方法能够准确描述不确定性因素对分离过程的影响，提升分离可靠性定量分析的精度和效率，为飞行器分离方案的精细化设计提供支撑。     

系统参数对电动力绳系动力学的影响

将电动力绳系(EDT)的主星质量、子星质量、绳系质量以及绳系中的电流视为系统参数，研究这些参数对系统的摆动动力学和轨道动力学的影响。哑铃模型下的电动力绳系摆动动力学方程存在不稳定的周期解，通过Floquet理论来衡量周期解的不稳定程度，从而研究各系统参数对摆动动力学的影响。建立了用春分点轨道元素的形式描述的电动力绳系轨道动力学方程，并以降轨时间来衡量电动力绳系的降轨效率，从而研究系统参数对轨道动力学的影响。运用算例对周期解迁移矩阵的特征值、降轨时间随各系统参数的变化关系进行了仿真，分别得出了各系统参数对系统摆动动力学和轨道动力学的影响。综合本文的仿真结果，并考虑实际发射及空间运行中的其它因素，对电动力绳系的设计和降轨策略提出了建议。     

质量矩导弹固定时间二阶滑模控制方法

针对三轴稳定的双滑块质量矩导弹，基于动态系统零点配置原理提出一种快速固定时间二阶滑模控制方法。首先建立具有完整耦合动力学特征的质量矩导弹姿态动力学模型；其次，基于典型动态系统进行零点配置原理分析和收敛时间估计；在此基础上，提出动态过程可调节的固定时间二阶滑模控制方法，并对系统收敛时间的上界进行估计；最后，针对质量矩导弹的仿真校验了设计方法的有效性。     

高度-速度剖面内再入轨迹快速规划

提出一种升力式再入航天器进入稠密大气后的轨迹规划方法。在预先设定攻角剖面的前提下，利用路径约束(驻点热流、动压和过载)在高度-速度(H-V)剖面内直接获得轨迹下边界；利用终端约束确定以轨迹下边界为基准的高度增量，进而通过下边界与高度增量的加和形成满足要求的再入轨迹。其中，增量的形式选取为分段二次型函数，其大小可通过割线法快速获得。倾斜角大小可根据纵向动力学方程反解得到，其方向依据航向误差角走廊确定。通过对典型工况的仿真，结果表明所提方法能够快速规划出再入轨迹，且适应性好。     

椭圆轨道卫星对地全球覆盖电推进控制

针对椭圆轨道卫星近/远地点的星下点对全球或特定纬度区域的访问问题，提出一种连续小推力下的对地覆盖控制策略。首先，推导了自然摄动对卫星拱线变化的影响，并探讨了进行小推力覆盖控制的必要性。然后，针对燃料消耗的优化问题，将控制方程展开成含傅里叶级数的形式，用以获得便于星上计算的解析形式的次优解，同时探讨了截取阶数与优化程度的关系。在进行拱线控制的同时，通过合理设置约束，对椭圆轨道的近地点高度进行保护，确保卫星安全运行。仿真结果表明，提出的方法能够以适当的燃料消耗代价实现椭圆轨道的近/远地点的全球覆盖控制或特定纬度区域的反复推扫，且控制力在可接受的范围内。     

高速SpaceWire协议IP的可靠性增强方法

针对航天高速SpaceWire总线系统对协议IP的高可靠性要求，提出一种用于静态随机访问存储器(SRAM)型现场可编辑逻辑门阵列(FPGA)的增强三模冗余(TMR)方法。该方法对传统三模冗余和部分三模冗余做了改进，将需要进行三模冗余的原设计分为一般单元集和可靠性薄弱的关键单元集，对一般单元集中的每个单元做三模冗余，对关键单元集中的每个单元做顺序四模冗余。给出了顺序四模冗余的可靠度计算式和表决器的布尔表达式。建立了系统可靠性的马尔科夫模型并基于模型开展了可靠性仿真。仿真结果表明增强三模冗余系统的可靠性不仅明显优于传统三模冗余系统，而且优于部分三模冗余系统，使系统可靠性得到有效提高。     

企业知识生态系统内生与外生协同机制研究

通过对企业知识生态系统协同机制的研究,设计知识生态系统内生和外生协同机制.内生协同机制包括企业知识生态系统战略协同机制、内部环境协同机制、领导协同机制、知识主体协同机制、激励协同机制的设计.外生协同机制包括外部环境协同机制设计、行业发展协同机制设计、技术协同机制设计,从而保障企业知识生态系统正常运行.     

空间低温杜瓦瓶凯夫拉支撑结构多约束优化设计

采用新型凯夫拉纤维作为某空间用小型低温杜瓦瓶的支撑材料，在验证其力学性能的基础上，设计了杜瓦瓶的支撑结构，建立了一种新的热力学耦合优化模型，给出支撑结构固有频率、热应力及发射环境下的约束条件，通过一种“离散点加密”新约束优化法计算出了支撑结构满足约束条件范围内的要求的最优设计参数。     

航天器姿态预设性能控制方法综述

针对存在不确定惯量矩阵及其它未知不确定性(如执行器故障、航天器结构发生突变等)下的航天器姿态控制问题，综述了预设性能控制及其应用的研究进展。首先阐释了预设性能控制方法的基本内涵及其关键步骤；然后分析总结了现有航天器姿态控制以及预设性能控制研究的基本概况与发展趋势；最后面向未来复杂化、智能化的空间任务对航天器控制系统提出的新需求，提出航天器预设性能控制值得研究的问题和方向。