并联贮箱不平衡输出及其解决途径

分析了空间飞行器推进剂贮箱并联设置时产生的不平衡输出问题，从工程角度估计了不平衡输出的程度。对于不允许测量贮箱压降的金属膜片贮箱，在其出口设置气蚀文都利管是解决并联贮箱不平衡输出的简单而又有效的方案。     

基于短波多径信道的复判决反馈均衡器的改进

在平方根卡尔曼复判决反馈均衡器原理的基础上,针对短波信道经常存在的多径在前主径在后的情况,对应用于短波高速数据传输的均衡器进行了结构上的改进,不立刻对输入均衡器的码元进行判决,而是延迟一定码元时间后再进行判决。MATLAB仿真结果表明,进行延迟判决的均衡器在既不影响均衡器的收敛速度,且算法复杂度增加很少的前提下,比常规结构的复判决反馈均衡器在抗干扰性能上有很大提高。     

跨大气层和空间区域飞行器的液体推进剂管理

根据大气层飞行环境与机动飞行特点,以及空间飞行环境与液体推进剂特点,分析了跨大气层和空间区域飞行器的保证重力场和失重状态下均无夹气液体输送、控制液体推进剂质心位移、剩余推进剂空间排放和重复使用等液体推进剂管理技术要求。阐述了相应的关键技术,如包括无夹气输送、液体质心位移控制、失重状态下的流体动力、参数确定和结构设计等管理模式确定,以及包括模型参数确定、模型、状态模拟和验证等的管理模式试验。     

《C++程序设计》课程教学方法探析

《C 程序设计》课程重点是培养学生掌握面向对象程序设计的基本思想和方法,难点是如何引导学生突破传统的思维方式,形成以面向对象的思维方式,分析问题、解决问题。本文从教学方法、教学手段的角度出发,谈谈在教学上的一些经验和体会,以提高C 课程教学质量和教学效果。     

大型柔性整流罩抛罩多体动力学仿真

在考虑结构弹性变形、空间大范围相对运动，以及弹性运动与刚体运动耦合的基础上，建立了运载火箭整流罩的有限元分析模型。采用MSC．NASTRAN和ADAMS软件仿真模拟了新一代大运载火箭整流罩不同设计方案的地面分离，并与试验结果进行了比较。分析表明，整流罩的多个仿真模拟分离参数与试验值较为接近，证明本文的整流罩抛罩多体动力学仿真方法有效。     

空间相机像移补偿方法研究

介绍了空间相机拍照时产生像移的机理及国内外目前较常使用的不同像移补偿方法,并对光、机、电等不同实现方法进行分析比较,得出各种方法的优缺点及适用范围。     

液体火箭发动机运动循环参数通用计算方法的研究

本文运用网络分析和图论的数学方法，建立起一个能计算各种动力循环方案参数的通用计算模型；同时，为了确保计算的准确、顺利进行，提出了控制参数的概念。最后编制了一个实用的通用计算软件，并用它对不同动力循环方案进行了计算     

航天器最优再入轨迹的选择分析

本文研究的目的是想获得具有最大有效载荷的航天器最优再入轨迹。返回段航天器的最大有效载荷等价于航天器离轨点所耗燃料质量与热防护系统（ＴＰＳ）质量之和达极小。文中把最大有效载荷的再入轨迹分三种情况作了分析：航天器ＴＰＳ质量不确定时，通过返回轨迹优化来获得航天器的最大有效载荷，并选择确定相应ＴＰＳ的质量；ＴＰＳ质量已确定时，通过再入轨迹优化来获得航天器的最大有效载荷；ＴＰＳ质量足够大时，通过多次穿越大气层来获得航天器的最大有效载荷。本文的结论可为航天器再入轨迹与ＴＰＳ的一体化选择提供思路。     

再入机动飞行器数学仿真研究

本文讨论了再入机动飞行器三自由度和六自由度仿真和分析。三自由度仿真研究了再入机动飞行器的导引规律和减速控制规律，证明了其合理性，且精度是满足要求的。而六自由度仿真说明了飞行器再入过程中虽然有静稳定和静不稳定交替出现的飞行状态，且动压变化大，如控制系统和制导方法设计良好，其精度仍可满足要求     

运载火箭增压输送系统启动过程的数字仿真研究

应用现代计算机仿真技术，在大量发动机试车数据和长征火箭各型号飞行遥测数据等的分析、统计基础上，建立新的增压输送系统启动过程的数学模型，进行了数字仿真研究。计算结果与各型号的飞行遥测相一致，大大减少了理论计算的误差，提高了增压计算的精确度，具有实际的意义。