刚弹性复杂系统在重力场中的定点转动

本文研究了轴对称刚－弹系统在重力场中的定点运动。首先利用模态分析方法将偏微分方程转化为常微分方程组，然后引进小参数将藕合的长周期运动和短周期运动分离。得到了这个非线性刚弹藉合系统的一次近似解，并利用它研究了刚－弹系统运动特性。     

非线性系统的高阶线性化方法及其在二阶摄动制导中的应用

本文讨论了非线性系统相对于标称轨道的高阶线性化方法。文中在一阶线性展开的基础上,提出了高阶误差项的补偿方法,导出了计算二阶补偿项系数的线性方程组,并给出了补偿项的计算公式。然后,采用所得方法研究了飞行器的二阶摄动制导方法。     

深空探测器推进系统

以技术较成效的月球探测器、火星探测器推进系统为重点，介绍了国外深空探测活动的情况。简述了深空探测对推进系统的需求、我国航天器液体推进技术的现状。认为我国的推进技术经一些适应性发展，即可满足深空探测的需求，并且设想了我国近期较为可行的深空探测器推进系统方案。     

GPS/速率陀螺组合Kalman滤波姿态确定算法研究

建立了GPS／速率陀螺组合姿态估计系统的模型，研究比较了三种典型的Kalman滤波姿态确定算法：状态扩充法、量测量求差法和时变噪声估计跟踪自适应滤波算法。给出了某航天器采用GPS／速率陀螺组合姿态确定的仿真计算结果，并对结果进行了分析。结果表明，与传统Kalman滤波算法比较，时变噪声跟踪自适应滤波算法和量测量求差滤波算法能较好地消除GPS测量中相关时变噪声的影响，提高姿态确定的精度；而且时变噪声跟踪自适应滤波算法能很好地消除由于噪声统计性能的不确定性对Kalman滤波的影响，提高姿态确定系统的性能。     

机动再入飞行器的复合制导方案研究

对机动再入飞行器弧段的复合制导方案进行了研究，首先提出了通过高低空复合制导控制再入飞行器的终端速度和弹道倾角的思路；然后分别给出了高空最优制导律和大气厚再入最优制导律；最后对此复合制导方案进行了数字仿真。仿真结果表明此方案在理论上是可行的。     

推力矢量控制系统的参考模型鲁棒控制研究

本文针对典型的推力矢量电波位置伺服系统中存在的参数摄动和加性扰动，采用模型参考鲁棒控制方法（ＭＲＲＣ），使系统对扰动不敏感。ＭＲＲＣ方法仅需要已知系统的输入输出信息，而不必采用全状态反馈，同时比模型参考自适应控制（ＭＲＡＣ）算法简单。文中通过理论分析和必要的公式推导，证明了系统是渐进稳定的，并且仿真结果也验证了ＭＲＲＣ的有效理论分析和必要的公式推导，证明了系统是渐进稳定的，并且仿真结果也验证了ＭＲ     

自适应控制方法的直接命中目标本体的平行接近制导律

本文在最少量测条件下采用视线角速度ｑ趋于零的指标函数和低阶等效辨识模型与快速自适应控制方法实现了战术导弹的平行接近制导律。这种最优制导律可以实现直接命中目标本体，实现一弹多用，可以用于反导弹的控制。能使制导装置简化并使其尺寸和重量减小，算法简单易于工程使用。经过大量数学和半实物仿真试验表明，上述成果可应用于实际工程当中。     

一种基于反馈精确线性化的空间拦截末制导律

本文用反馈线性化理论研究了一种空间末制导模型，提出了非线性末制导律，并进行了数字仿真。     

飞行器姿态系统变结构控制的研究

对于具有纯延迟、惯性和由开关控制的非线性飞行器姿态系统，本文提出了采用解耦变结构控制的方法。计算机仿真结果表明，本方法行之有效，具有优良的鲁棒性，设计方法简单和易于实现数字控制等优点     

增加纵向隔板解决推进剂晃动稳定问题

某型三级运载火箭为短粗结构，在研制过程中曾发生第三级推进剂晃动不稳定问题。分析认为，这是运载火箭的则体结构与推进剂晃动强烈耦合所致。为解决不稳定问题，提出在推进剂箱中增加纵向隔板，分别以４５°，９０°分隔。分析和试验表明，这种方法能提高推进剂的晃动频率，减小晃动质量，但结构复杂。主题词