对提高空间遥感载荷设备设计质量的探究

只有开展健壮设计，提高设计质量，才能从根本上提高产品质量。本文通过对健壮设计方法体系中典型、有代表性的系统设计方法，参数设计方法，设计FMEA方法的应用情况分析，表明只有根据产品各个设计阶段工作的侧重点及特点，并结合本单位的实际情况，合理地选择一种设计方法，或者几种设计方法交互使用，才能取得令人满意的效果。要持之以恒地学习和研究先进的、科学的、有效的设计方法，推广应用到产品的设计中去，以提高设计质量。     

Ma4.5巡航飞行器乘波体方法优化设计

采用多参数综合目标函数的乘波体优化设计方法，研究了乘波体外形设计参数量化方法，以及设计实用的乘波体时选择优化目标应考虑的因素，并由任意形状开始，用完全的优化方法设计出了巡航M数4～4．5的飞行器乘波体外形。本文的研究表明，用完全的优化方法设计乘波体，选择合理优化目标函数是非常关键的一步，它决定了能否得到合理可用的最终设计结果。     

航空航天结构轻量化设计与实验方法研究进展

综述了近年来航空航天结构轻量化设计方法，聚焦薄壁结构与连接结构两类主要承载结构轻量化设计进行总结；针对薄壁结构，分析了面向后屈曲行为的轻量化设计、虑及缺陷的鲁棒性设计以及创新轻质薄壁领域的发展动向；针对连接结构，总结了传力路径与区域应力调控两大类设计方法。此外，就轻量化结构的高精度实验方法与数字孪生模型等共性关键问题进行梳理，并展望了未来航空航天结构轻量化设计方法发展前景，为未来研究工作和装备研发提供参考。     

气体循环热控技术在卫星热设计中的应用

简要概述了气体循环对流主动热控技术在卫星热控设计中的应用，然后结合卫星热控设计，对该设计方法进行理论分析，从理论上定性阐释应用该设计方法时，影响卫星热控设计的主要参数，如星外表涂层，卫星内部接触热阻和导热热阻，星内对流换热系数等，然后对卫星进行热试验，验证热控设计，并得出相应经验数据。     

飞行器制导控制一体化编队控制器设计

针对主从式结构飞行器协同编队控制问题，以侧滑转弯飞行器为研究对象，采用制导控制一体化(Integrated guidance and control, IGC)方法设计编队控制器。首先在惯性坐标系中定义相对运动坐标系，建立相对运动模型，结合飞行器动力学模型，得到全状态制导控制一体化模型；然后采用反演方法，结合滑模变结构与神经网络自适应理论设计了编队控制器，并证明了控制系统稳定性；最后在高速情况下进行了六自由度数值仿真，对比了IGC设计方法与分离设计方法的控制性能。仿真结果表明所设计的IGC控制器能够快速精确地对期望编队队形进行构建与保持，并且较分离设计方法具有优越性。     

VHDL语言在FPGA设计中的应用

着重介绍了基于ＶＨＤＬ综合的ＦＰＧＡ设计流程及ＦＰＧＡ设计中ＶＨＤＬ的编程方式，并以一个乘法器为设计实例，对几种设计方法进行比较，最后得出基于ＶＨＤＬ综合的Ｔｏｐ－ｄｏｗｎ的设计方法是ＦＰＧＡ设计中一种比较好的方法。     

基于变结构控制理论的BTT导弹自动驾驶仪的三通道独立设计

对于倾斜转变导弹而言，现有的自动驾驶仪三通道独立设计方法都是在忽略通道间耦合关系前提下根据经曲控制理论的单变量频域方法设计的。本文基于变结构自适应控制理论。提出一种新的ＢＴＴ导弹自动驾驶仪三通道独立设计方法，该方法不仅在其设计过程中保留了通道间的全部耦合因素，而且控制律完全基于被控对象参数变化的上下界，无需对系统进行在线参数辨识，从而提高了设计的准确性，增强了系统的适应性和鲁棒性。运用所提出的方法     

基于多物理场仿真的TE221温补滤波器设计技术

输出多工器是有效载荷转发器分系统的关键部件之一，其性能好坏决定了整个转发器分系统的性能特性。随着市场需求和航天技术的不断发展，对输出多工器的要求也越来越高。然而，针对输出多工器高温度稳定性需求，采用温补结构是国际上普遍采用的改善输出多工器温度稳定性的方法。文章以TE221的温补滤波器为设计原型，提出了应用多物理场仿真设计温补滤波器的方法。文中首先仿真设计了Ka频段的TE221模滤波器；然后仿真分析了影响温补特性的关键结构尺寸；最后，应用多物理场仿真的方法设计一种TE221模温补滤波器，该滤波器温漂系数小于1ppm/℃，其设计结果满足航天系统的应用。文章提出的设计方法适合任意结构形式的温补滤波器设计，并且该设计方法方便灵活、简单快速。     

飞行器多学科不确定性设计理论概述

设计是充分利用设计知识做出智能决策得到最优解的过程，在基于建模与仿真的飞行器设计过程中，由于客观存在的不确定性，产生基于模型预估结果与真实结果的不一致。飞行器传统设计采用基于串行的确定性设计方法，无法得到性能、可支付性、可靠性、鲁棒性等综合平衡的设计。本文旨在建立飞行器多学科不确定性设计理论，介绍解决飞行器多学科不确定性设计相关计算、组织和不确定性科学处理复杂性问题的方法和基本思想。     

面向对象的CAI设计方法

结合作者在计算机基础课程ＣＡＩ系统设计的实践，通过ＣＡＩ的设计实例介绍面向对象的ＣＡＩ设计方法，提出了ＣＡＩ设计的基本对象和教学模拟的设计方法。     

中巴地球资源卫星热控制技术

论述了中巴地球资源子星热控分系统的设计方法和试验技术，提出采用分段周期循环法进行整星的瞬态设计分析。介绍了为验证设计的正确性而进行的整星瞬态热试验方法，在轨两年多的飞行遥测结果表明，热控分系统方案合理，设计正确，工作稳定，性能良好，大部分仪器的温度控制在17℃-28℃范围内，满足了设计指标要求。     

天基雷达预警系统星座设计方法

介绍了天基预警系统的发展现状，阐述了天基雷达预警系统的基本概念和工作原理，研究了天基雷达预警系统的星座设计方法，提出了确定各项参数的方法。该方法适朋于天基雷达全球和区域预警系统的星座设汁。最后设计了天基雷达区域预警系统星座，并利用STK软件加以分析，证明了提出的设计方法是可行的。     

并行设计过程建模方法研究及其在导弹设计中的应用

设计过程建模及优化对于缩短产品开发周期和提高企业竞争力具有重大意义。根据所提出的自适应并行设计基本理论结构，采用面向对象(O-9:Object-Oriented）的设计方法，以及设计结构矩阵（DSM）为工具。综合提出了自适应并行设计过程建模方法，并以某地空导弹仪器舱结构设计为例，分析了其设计过程模型。最后对其时间效应进行了初步分析，指出了其优越性。     

模块化设计及其在八毫米捷变频末制导雷达上的应用

概述了模块化设计原理，一般优点及设计方法，总结了模块化设计在八毫米捷变频末制导雷达的实际应用，介绍了该雷达部分单元模块的设计。     

知识资料窗

飞行器设计飞行器设计是飞行器研制过程的重要组成部分和第一个环节。飞行器设计综合利用现代科学技术的成果，以系统工程的方法，用工程语言（图纸和技术文件）的形式指导飞行器的制造、试验和使用。同时，它也是研究飞行器设计理论、方法和设计过程的一门综合性技术学科...     

航天器多学科设计优化研究综述

多学科设计优化方法是实现航天器“快、好、省”设计的有效手段。介绍了MDO方法的内涵及航天器多学科设计优化问题的系统表述；总结了航天器多学科设计优化研究在MDO系统建模、集成设计框架开发和MDO应用三方面的国内外进展情况，阐述了航天器多学科设计优化研究存在的困难，并指出多场耦合、分解协调策略以及MDO方法与设计流程的融合等问题是航天器多学科设计优化面临的主要难点；最后，讨论了航天器多学科设计优化理论研究与应用的发展趋势。     

高压小直径筒体密结构分析设计

采用以弹性应力分析和塑失效准则基础的分析设计方法，对液体介质的高压小直径密封结构进行了理论分析及工艺试验，同时分析了影响密封效果的各种规范参数，经实际应用，证明该设计方法完全达到了设计要求。     

变结构自适应控制理论在运载火箭姿控系统设计中的应用

针对大型运载火箭姿态控制系统设计的一些具体问题，如弹性振动的抑制、外部干扰的补偿等，探讨了变结构自适应理论在运载火箭姿态控制系统设计中的应用方法及其可行性。对于变结构理论的应用方法，提出了不确定性边界的自适应估值算法和基于简化模型的变结构自适应控制器设计。对设计的姿态控制系统进行了仿真，并与采用古典理论设计的姿态控制系统性能进行了比较。结果表明采用变结构自适应控制理论设计运载火箭控制系统是可行的，与古典方法相比变结构自适应方法设计的姿态控制系统具有较强的鲁棒性和较高的精确度，特别是采用不确定边界自适应估算方法可以大大提高系统的稳定性。     

克服天线罩瞄准线误差影响的一种鲁棒导引控制器设计方法

本文首先分析了某类导弹系统的稳定性， 然后对天线罩瞄准线误差斜率Ａ 的摄动对寻的制导控制系统稳定性的影响进行了研究， 在此基础上， 文章提出了鲁棒导引控制器的设计方法。仿真结果表明， 按此方法设计出的控制器对于Ａ的摄动具有满意的鲁棒性。该方法在某类导弹控制系统的设计中得到应用， 效果良好。     

航天火工装置可靠性设计、试验、评估实用方法与程序

鉴于火工装置研制现在缺少一套完整的可靠性设计、试验、评估方法与程序，文章从实际使用角度出发，总结了一套方法和程序，主要介绍火工装置可靠性模型，各个环节的可靠性设计、试验方法，并叙述了现型号使用的可靠性评估方法和程序。