嫦娥四号着陆器月面定时定点着陆轨道控制策略设计与实施

嫦娥四号着陆器的着陆区范围仅为嫦娥三号着陆区范围的5%。为满足在月球背面狭窄着陆区的高精度着陆需求,在嫦娥三号单层迭代的轨道控制策略基础上,提出了一种基于双层迭代的高精度定时定点月面软着陆轨道控制策略,以环月轨道倾角和环月半长轴为设计变量,设计了多发射窗口的定时定点着陆的标称轨道;再通过在近月制动及后续环月轨道控制中引入面外修正速度增量,逐次缩小轨道控制残差,解决了着陆区范围缩小带来的动力下降初始点的位置和时刻精确瞄准的需求。在轨着陆任务完成时,着陆器在动力下降初始点的落点经度预报偏差优于0.1°,落点时刻预报偏差小于1min,表明该轨道控制策略满足任务要求。     

天文探测卫星定点观测模式外热流变化规律分析

针对天文探测卫星定点观测模式下的特定姿态,结合相关科学观测约束、整星能源和热控设计约束及轨道特点,进行了多约束条件下的外热流变化规律分析,对比了有、无遮阳挡板情况下,卫星外热流的差异,并通过虚拟热沉温度,分析了卫星各个舱板的散热能力。基于有、无遮阳挡板的外热流分析结果,从热控角度建议在定点观测模式下,对卫星的观测姿态进行约束,对有低温需求的天文探测器建议加设遮阳挡板,可为天文探测卫星的热控设计提供参考。     

一种小型固体运载火箭末级多约束制导方法

针对耗尽关机的固体运载火箭末级多约束制导问题,提出了在真空飞行段设计一种具有速度管控能力的多约束制导方法。同时针对速度管控引起的状态矢量耦合问题,基于定点制导算法推导出一种适用于耗尽关机制导的拓展理论算法,通过求解交变姿态速度管控方向实现对耦合项的抑制;并对大气层外“助推-滑行-助推”的任务模式,在此理论基础上推导出滑行点火时间、〖JP2〗需要速度矢量与终端轨道根数之间的理论关系,解决了固体运载火箭在固定弧长条件下的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明：该制导算法对不同载荷任务具有较强的适应能力,对模型的参数偏差及不确定性具有高制导精度和强鲁棒性,因此该算法具有一定的理论意义和工程应用价值。     

飞机先进制动技术发展与研究

本文阐述了飞机制动系统的发展过程,同时对飞机制动系统发展的先进技术进行了研究,包括全电刹车技术、自馈能刹车技术、自适应防滑刹车技术、自动刹车技术、刹车定点脱离技术、跑道冲出预防技术以及绿色电滑行技术。展望了未来的飞机制动系统,随着飞机多电化、高效化、智能化的发展,整合刹车系统、电滑行系统、转弯系统的飞机地面运动综合控制系统将是今后研究和发展的重点,同时扩展到和全球定位系统及机场导航系统实现信息交互,从局部最优到协同共享,实现飞机地面速度控制、位置控制以及方向控制功能,达到机场-飞机-航线全局性能效率最优,提高飞机起降的安全性。     

基于GIS的本场二次雷达选址应用

空管二次监视雷达建设对于场地条件、电磁环境、净空限制等要求较高,在选址阶段需要考虑多种因素的影响,而机场周边环境复杂,造成选址困难,本文介绍了东部某机场如何利用GIS技术快速高效完成本场二次雷达选址工作。     

月面定点着陆变轨策略研究

在调研已有文献经验的基础上,考虑我国开展月球探测任务中实现月面定点着陆的设计约束的特殊性,对圈次调整、调相和轨道面调整等不同定点着陆变轨策略进行了比较分析,结果表明:月球探测任务中月面定点着陆的轨道设计需要考虑两个关键因素,即采用一个2对2的瞄准机动来达到理想的动力下降起始点高度和着陆点纬度,另外,还需要实施轨道平面调整机动来取得理想的着陆点经度,这个机动可以和近月制动或降轨变轨结合起来实施。     

TMS320C54X实现GSM语音编解码器

ＧＳＭ系统的全称是泛欧数字蜂窝移动通信系统。它在世界三大移动通信系统（美国的ＡＤＣ系统,日本的ＰＤＣ系统）中应用的国家和地区最广,其中包括我国。ＧＳＭ采用了低码率、低运算量的规则脉冲激励－长时线性预测编码（ＲＰＥ－ＬＴＰ）。本文在简要介绍了ＲＰＥ－ＬＴＰ编码算法后,着重讨论了这种算法在定点数字信号处理芯片ＴＭＳ３２０Ｃ５４Ｘ上实现的软、硬件设计和实现中的一些关键技术,并给出了实验结果     

AHP机场选址判断矩阵的一种构造方法

对AHP机场选址中专家或决策者给出的判断矩阵质量不高、一致性水平不满足要求的问题进行了研究。以1～9标度法则下同层因素相对重要性的内在逻辑关系为基础,结合机场选址因素众多的实际,提出基于一致性基准矩阵的判断矩阵构造方法。方法在充分利用专家或决策者比较有把握的判断信息的同时,能够有效克服专家或决策者作交叉判断时思维的不一致性,较好地解决AHP机场选址中判断矩阵的确定问题。     

机场选址方案综合评价智能辅助决策系统

运用层次分析法，结合专家系统技术，开发了机场选址方案综合评价的智能辅助决策系统。