航天飞行器防热部件烧蚀行为的数值模拟

对航天飞行器防热部件在氧－煤油发动机火焰喷吹下的烧蚀行为进行了有限元数值模拟。利用“杀死”单元的方法建立防热部件瞬态温度场的有限元模型，实现了烧蚀边界的退缩，从而完成了对烧蚀尺寸变化的定量描述。烧蚀开始于4．59s，到12s时线烧蚀量为1．47mm。计算结果与试验的实测结果一致。     

LISA — a study of the ESA cornerstone mission for observing gravitational waves

The primary objective of the Laser Interferometer Space Antenna (LISA) mission is to detect and observe gravitational waves from massive black holes and galactic binaries in the frequency range 10⁻⁴ to 10⁻¹ Hz. This low-frequency range is inaccessible to ground-based interferometers because of the unshieldable background of local gravitational noise and because ground-based interferometers are limited in length to a few km. LISA is an ESA cornerstone mission and recently had a system study (Ref. 1) carried out by a consortium led by Astrium, which confirmed the basic configuration for the payload with only minor changes, and provided detailed concepts for the spacecraft and mission design. The study confirmed the need for a drag-free technology demonstration mission to develop the inertial sensors for LISA, before embarking on the build of the flight sensors. With a technology demonstration flight in 2005, it would be possible to carry out LISA as a joint ESA-NASA mission with a launch by 2010 subject to the funding programmatics. The baseline for LISA is three disc-like spacecraft each of which consist of a science module which carries the laser interferometer payload (two in each science module) and a propulsion module containing an ion drive and the hydrazine thrusters of the AOCS. The propulsion module is used for the transfer from earth escape trajectory provided by the Delta II launch to the operational orbit. Once there the propulsion module is jettisoned to reduce disturbances on the payload. Detailed analysis of thermal and gravitational disturbances, a model of the drag-free control and of the interferometer operation confirm that the strain sensitivity of the interferometer will be achieved.     

按降低轨迹灵敏度综合最优设计飞行控制系统

本文提出了一个按降低轨迹灵敏度综合最优设计飞行控制系统的方法。它能使系统具有满意的动态品质,同时对系统参数的变化及非线性产生的影响具有较强的鲁棒性。该设计方法具有通用性和程序化,系统实现简单。     

基于UKF的航天器最小参数姿态矩阵估计方法

钊对航天器的惯性-星光姿态确定系统，选取基于矢量观测的最小参数姿态矩阵估计方法为定姿算法。但是由于系统模型是非线性的，针对系统模型的非线性，将UKF（Unscented Kalman Filter）与最小参数姿态矩阵估计方法结合，设计了一种针对MEMS陀螺和CMOS APS星敏感器的UKF姿念估计器。仿真结果表明：在敏感器精度较差的情况下，该UKF、姿态估计器能够满足大多数航天器对姿态确定精度的要求。此外，UKF和EKF（Extended Kalman Filter）的仿真对比结果表明：UKF滤波器的收敛速度高于EKF滤波器，状态估计的精度也优于EKF滤波器，且数值稳定性好。     

论提高思想政治理论课教育实效性的学生主体意识

高校思想政治理论课教育最大的问题就是实效性不理想,其原因是多方面的,但主要原因是在教育过程中,忽视了学生的主体意识。论文通过分析高校思想理论课教学过程中存在的忽视学生主体性的问题,提出了通过培养学生主体意识、改革教学方法、拓宽教学形式、注重教学过程中的情感投入等方面的改革,切实提高高校思想政治理论课教育的实效性。     

高等职业技术教育改革探讨

本文以高职教育的现况、特色为依据,分析了高职教育改革中存在的问题,并从专业培养目标的定位、课程体系与教学方法、实验实习条件、师资能力与结构、教学内容与教材建设等方面分析了目前高职教育中影响高职教育质量的原因,并提出了改革的基本思路和方法。     

如何在应用软件中实现财务数学公式自定义

本文实现了在开发具有数据校验功能的软件时，一种全新的数据校验方法，将传统的写在程序中的校验公式或利用手工进行检验数据的方式完全抛弃。该种方法具有配置灵活、维护简单和功能强大的特点，利用界面元素命名方法，内置校验公式到各个界面元素中，而公式是可以灵活维护的，一般是将公式存贮在数据库表中，在软件需校验数据时，从数据库表中读取公式，根据公式中涉及到的各种界面数据项进行自动的数据校验并得出校验结果。这对需大量数据校验和校验算法经常改变的软件是非常有用的。     

锥体目标空间进动特性分析及其参数提取

空间进动是弹道导弹中段飞行过程中锥体目标特有的运动特性，本文首先建立了锥体目标空间进动数学模型，给出了姿态角与空间进动参数的关系式，并利用进动参数获取了反映目标质量分布特性的惯量比。然后通过对目标RCS回波数据进行多项式拟合，估计进动参数，以此为雷达目标识别提供新的技术思路。仿真实验结果表明本文提出的算法能够有效估计出目标的进动角。     

在轨跟踪与数据中继卫星测控关键技术(下)

(续上期)6星蚀地影、月影分别发生于地球和月球遮挡太阳到卫星的光线时。地影固定出现在太阳运行到赤道附近的每年春、秋分前后约23 d的凌晨,1年有90 d多。地影发生的时刻和持续时间与卫星的定点位置、轨道倾角有关。月影的出现与卫星位置有关,但无明显规律。6.1 TDRS地影根据地球-卫星-太阳的相对位置(如图7所示),设TDRS在距地心为r的点PT处,它与地日连线对地心的张角φ=arccosST·SS|ST|×|SS|,(21)式中:SS为O-XIYIZI系中太阳矢量。图7地球-卫星-太阳相对位置Fig.7 Position relationship among the sun,the earth and a sate…     

塞式喷管多参数性能优化计算

从影响塞式喷管推力性能的因素中总结出内喷管倾角，内膨胀比、总膨胀比，燃气总压和飞行高度这五个主要因素，并以推力最大为目标函数运用枚举和逐层优化的方法对上述五个参数的取值进行优化计算，提出了对这五个参数进行优化取值的方法并得到了相关结论，其结论可为实际的塞式喷管发动机设计研制提供部分的理论依据。指导相关设计参数的确定。