四维下降飞行技术的研究与仿真：定常航迹角法下降剖面解算

本文研究的是四维飞行性能管理系统的核心环节－飞机在终端区域内的四维下降技术，首先探讨了基于常值航迹角的定常Ｍ数／指示空速下降飞行技术，论述了其高度剖面的构成与特点，通过尤拉积分方法求解飞机运动方程，实现了高度冲面的解算。其次开发了对速度剖面的迭代过程，选取原则及方法。本文在进行理论分析的同时，还开发了满意的仿真软件，一了其应用价值。     

样条函数在轨道计算中的应用

提出了在已知现速度的情况下，用样条函数计算视加速度的新方法，避免了传统牛顿插值法的不可靠性及由此而产生轨道重构错误的缺点，仿真结果表明用样条函数法重构的轨道精度明显优于牛顿插值法。     

应用泰勒中值定理研究函数的方法总结

本文讨论了应用泰勒中值定理研究函数时，如何合理选择展开点的问题，概括了以下三种方法。1、选择已知条件最多的点展开。2、选择问题所要讨论的点展开。3、选择极值点处展开。     

卫星电子系统可靠性评估（Bayes方法）

用Г（α，β）作为元器件失效率的验前信息，由贝叶斯定理和矩法拟合逐级推断出几种常见结构形式下的指数寿命型系统可靠性置信下限近似解。这里的参数α，β宜由专家同法间接确定，从而避免了零次失效这一敏感问题的发生。     

一种模型独立自适应姿态跟踪滑模控制器

以一种能够自适应变化的伪转动惯量,基于Lyapunov稳定定理,推导出一种模型独立的航天器自适应姿态跟踪控制律。理论和数值仿真结果表明,与一般情况下需确知模型参数确定性部分的滑模姿态控制律相比,该控制律能够在不依赖于模型参数确定性部分的情况下良好地实现姿态跟踪,并对模型误差的不确定性和外干扰力矩具有一定的鲁棒性。     

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。     

航迹跟踪的优化方法研究

最优航迹跟踪要求飞机的实际飞行航迹与理想航迹的偏差最小,但若采用按偏差的最优控制方法,会造成控制变量的剧烈震荡.为了解决控制变量的剧烈震荡问题,提出了一种新的偏差-微分综合控制方法.通过对参考航迹的跟踪验证,表明该方法有效地解决了控制变量最优解的振荡问题,并实现了精确的航迹跟踪性能.     

带滑移铰空间机械臂惯性空间轨迹的复合自适应跟踪控制

讨论了载体的位置与姿态均不受控制的漂浮基带滑移铰空间机械臂的控制问题。动力学分析表明，结合系统动量及动量矩守恒关系得到的运动Jacobi关系及系统动力学方程将是系统惯性参数的非线性函数，借助于增广变量法，我们得到了与惯性参数呈线性关系的系统广义Jacobi矩阵及系统控制方程，以此为基础，针对系统中存在未知惯性参数的情况，设计了一种末端抓手惯性空间期望轨迹跟踪的复合自适应控制方案，此控制方案的优点在于不需要测量空间机械臂载体的位置及移动的速度，加速度，仿真运算证实了方法的有效性。