TCP/IP网络的DDOS攻击及对策

随着网络技术的发展，Ｉｎｔｅｒｎｅｔ逐渐渗入社会生活的各个方面，这些都要求计算机网络具有较高的安全性，但是网络在实际运行中可能受到多种攻击，从而削弱其安全性。文中介绍了在Ｉｎｔｅｒｎｅｔ上可能导致严重危害的拒绝服务、分布式拒绝服务的概念，分析了分布式拒绝服务的攻击原理，重点讨论其利用ＴＣＰ／ＩＰ协议体系固有的安全漏洞，对Ｉｎｔｅｒｎｅｔ上的站点发动攻击的方式；对于发起分布式拒绝服务的两个阶段－发展     

红外拦截弹输出反馈制导控制一体化设计

针对采用红外导引头的拦截弹，提出一种基于滑模观测器的制导控制一体化(IGC)控制方法，在导弹的部分状态已知和非匹配不确定性影响下，确保了其高精度拦截效果。首先，由于采用红外导引头的拦截弹的视线(LOS)角速率难以获取，系统将不满足干扰估计的匹配条件，设计了一种新型滑模观测器，通过构造补偿滑模观测器,同时实现导弹的未知状态和干扰的有限时间精确估计。然后，利用未知状态和干扰估计信息，设计反步控制器实现导弹的制导控制一体化，证明了系统的有界稳定。仿真结果表明，本文提出的方法可以获得较小的脱靶量，且对存在的不确定性具有较强的鲁棒性。     

基于加权最小二乘法的椭圆轨道编队飞行设计

提出了一种不依赖于相对运动描述的偏心率编队飞行设计方法。利用加权最小二乘法，根据事先所确定的理想相对运动轨迹，就能设计出与之最接近的相对运动轨道。这种方法适用于任意偏心率，并能很容易地加入各种摄动力的影响。仿真验证了其有效性。     

小型地球可贮存双组元液体火箭发动机不稳定燃烧

22N 双组元液体火箭发动机采用四氧化二氮和一甲基肼为推进剂,在这样小的发动机中认为产生一次切向不稳定燃烧是不可能的,因为,这需要有极高的振荡频率。1991年,一台22N 火箭发动机在常规的验收试验中,遇到燃烧室被烧毁时,就否认了是高频不稳定引起的。由于缺乏高灵敏的测试仪器和基于高振荡频率的一次切向不稳定燃烧是不可能产生的认识,因此,进行了大量的故障原因分析工作。后来的研究结果证明,50000Hz 频率左右的一次切向不稳定燃烧是能够出现的。而改变喷注器集液腔容积和应用亥姆霍兹谐振器,便能成功地消除这种类型的不稳定燃烧。     

战术导弹现代自动驾驶仪设计方法综述

对近几年国外报道的基于现代控制理论的导弹自动驾驶仪的设计方法:动态逆、滑模变结构、非线性H∞、神经网络、状态R icatti方程、线性变参数方法就原理、实施、发展动向、存在的问题进行了综述,对这些方法在导弹自动驾驶仪的具体设计中的优缺点进行了简要的总结,指出了各种方法急需解决的问题,并对如何克服相应的缺点给出了建议性的方向。     

燃烧室压力对440N空间发动机性能的影响

采用辐射冷却的铱一铼440N 推力轨道转移发动机,为增加比冲,提高燃烧室压力是最有希望的潜在途径。将燃烧室压力提高达3.5MPa(绝),不仅可以得到3283m/s 以上的比冲,而且可以显著降低发动机结构尺寸和重量。如果就利用现在使用的空间运载器上的贮籍,燃烧室压力提高到1.75MPa(绝)是切实可行的。如果把燃烧室压力提高到3,5MPa(绝),则只需增加一个用电力驱动的小型泵,便可以轻易地实现。推力室热试验采用四氧化二氮/肼,1.75MPa(绝)燃烧室压力试验采用铼材料推力室;3.5MPa(绝)燃烧室压力试验则采用铜材料推力室。在燃烧室压力为1.75MPa(绝),喷管面积比为300:1的条件下,实际比冲可以达到3263m/s。试验结果表明,铼燃烧室温度满足其长寿命极限要求,并且没有遇到稳定性,相容性和热的有关问题。     

基于变质心控制导弹的运动分析

导弹变质心机动控制通过改变弹头的质心,利用气动配平力矩改变弹头飞行姿态和攻角,从而实现导弹机动控制.本文首次详细推导了基于变质心控制导弹的空间六自由度的动力学方程,并建立了一套完整的仿真系统,针对导弹在垂直平面内运动情况进行仿真,为深入探讨变质心控制弹头的控制机理奠定基础.     

一类强耦合系统的控制器设计方法

分析了飞行器各通道存在的耦合对控制器设计带来的影响 ,同时针对此引入了解耦控制方案 ,并对积分型解耦系统的极点配置在工程实现中遇到的问题进行了充分地论述。最后给出了相应的仿真算例     

具有参数不确定性的飞行器的变结构姿态控制

研究一类具有惯性参数不确定性和气动力矩参数不确定性的飞行器的姿态控制。设计了基于时间尺度分离的两环变结构姿态控制系统，选取含有跟踪误差及其积分函数的滑动超平面，先对能达阶段的收敛性进行了基于李雅普洛夫函数的证明，再对闭环系统的稳定性进行了证明，最后对该控制系统进行了基于Simulink的仿真，仿真结果证实了该控制策略的鲁棒性和可行性。     

挠性卫星的变结构控制方案研究

本文以具有挠性太阳帆板的卫星为工程背景，在考虑了诸多实际因素的情况下着重研究了挠性空间结构的低阶模型变结构控制方案。基于卫星上常见的“飞轮—喷气”执行机构模式设计了算法简单的控制律，并对相应的控制系统进行了稳定性和鲁棒性分析，最后给出了数字仿真结果