逆金字塔式安全着陆点选择方法

针对现有地外天体软着陆安全着陆点选择方法的不足,设计了逆金字塔式安全着陆点选择方法,结合着陆器的落点精度和自主避障及地形坡度适应能力,建立了基于平整点、安全着陆点、可靠避障点和标称着陆点的地形安全性分析与定量搜索模型,该模型呈四层逆金字塔结构,每一层搜索的结果作为下一层搜索的输入,从弱约束到强约束逐步收敛至100%地形安全着陆区,嫦娥五号探测器飞行结果表明该方法能够快速确定安全着陆区及标称着陆点,并有效指导着陆下降过程的标称航迹设计和轨道控制策略制定。     

负反馈放大器的简便分析方法

本文介绍了一种判断、分析负反馈放大器的简便方法。     

复合固体推进剂单向拉伸曲线分析

运用模糊群子理论对影响复合固体推进剂力学性能的因素及其单向拉伸曲线进行了分析，结果发现，推进剂的力学性能可由控制阻碍形变因素和屈服因素的主次对比来调节；不同的拉伸曲线对应于不同的主导控制因素。这对于认识影响推进剂力学性能的本质及其调节方法有较大的促进作用。     

一种三维航迹快速搜索方法

本文提出了基于SAS的自动三维航迹规划方法。该方法通过把约束条件结合到搜索算法中去，有效地减小了搜索空间，缩短了搜索时间，从而使三维规划能够用于实时航迹规划。在搜索过程中地形信息得到了充分利用，使算法生成的航迹能够自动回避地形和威胁。实验证明，该方法能够快速有效地完成规划任务，获得满意的三维航迹。     

动态环境中的飞行器实时三维航迹规划方法研究

本文提出了一种新的飞行器三维航迹规划方法－SDS。该方法能够在具有预先未知威胁的飞行环境中在线实时航迹规划。当飞行器上装备的探测器探测到飞行环境中有预先未知的威胁出现时，根据探测到的信息及时更新威胁数据。SDS根据新的环境信息局部修正受到影响的航迹段来获得新的全局最优航迹。在每一时刻考虑当前已知的信息下，SDS生成的航迹是满足要求的最优航迹。     

捷联惯导系统误差状态可观性分析

捷联惯导系统误差状态可观性分析是为了确定卡尔曼滤波器对系统误差状态的估值效果。本文根据分段常值理论分析了捷联惯导系统误差状态的可观性，得到相应的可观性结论，并且分析了水平通道的误差状态可观性，所得到的分析结论对设计滤波器时的运动路径设置提供了参考依据。     

火箭整流罩声振环境缩比特性研究

针对火箭整流罩全尺寸声振环境试验过程中难度大、成本高的问题，通过量纲分析的方法建立了缩比模型的相似准则，研究并获得了缩比模型与原模型之间内部声场、壁面振动加速度的关系，并使用声学有限元方法(FEM)进行了仿真计算。仿真结果表明，缩比模型与原模型场点处声压级相吻合，壁面振动加速度成一定的比例关系，符合缩比准则结果。该方法为火箭整流罩的声振环境预示和试验提供了理论依据。     

机载计算机安装架的强度计算

:叙述用有限元计算方法对特定的机载计算机安装架进行结构强度计算 ,内容包括静强度计算、结构自由振动分析和波形为后峰锯齿波的冲击载荷作用下的冲击响应分析。计算结果对安装架的设计具有重要的指导意义。     

IMPLICIT REPRESENTATION FOR THE MODELLING OF HYBRID DYNAMIC SYSTEMS

Differentmodels are proposed for the study ofhybrid systems that are composed of interactingcontinuous and discrete parts as,for instance,inRef.[1 ].Generally,the discrete part is modelledby an automation,and the continuous part by dif-ferent sets of state equations.Jump functions canbe added to represent the discontinuities.But noindication is given about the relations between thedifferent models and the jump functions.　　This paper isconcerned with the modelling forphysical systems with sw…     

克服旋转飞行器螺旋运动的方法研究

旋转飞行器虽然具有内在稳定性，但在飞行过程中一些不确定因素会导致飞行器产生螺旋运动，而非理想的关于角动量矢量纯粹的旋转运动。结合旋转飞行器自身的特点，借鉴自旋卫生的被动章动阻尼的方法，提出了一种通过主动控制飞行器内部质量块的运动使得飞行器碑的惯量主轴发生偏移，惯量矩阵由原来的对称阵变为含有非零非对角元素的矩阵，从而改变飞行器的姿态角运动来克服螺旋运动的方法，这将有助于提高旋转飞行器的资态控制精度。以某型旋转飞行器为背景进行仿真研究，计算结果证实了该方法的有效性和可行性。