无动力飞行器的制导与控制系统

提出了考虑常值风影响时无动力飞行器的动力学方程。基于变结构控制策略设计了三维的制导律和控制律，以此高度非线性、强耦合、时变的模型为基础进行了六自由度仿真，仿真结果表明这种考虑了风影响的动力学模型更接近实际，制导律和控制律是有效的，具有工程应用价值。     

地形匹配系统中各项误差的等效噪声分析

本文提出了把航迹、航速和航向误差等效为附加的测量噪声的方法。用两种统计参数估计方法估计了等效测量噪声的均值和标准差。求出了这些数字特征与地形的起伏标准差、粗糙度以及航速、航向误差之间的定量变化关系,为工程设计提供参考和依据。     

载人飞船再入的制导、导航和控制

本文以多用途载人飞船为背景,研究再入的制导、导航与控制的任务、系统组成和工作原理,最后给出一些数字仿真结果。     

非线性比例导引系统研究

研究了非线性比例导引系统的性能。利用一种单输入双输出二阶非线性状态估计器估计弹目视线角速度和角加速度，状态估计器的输入直接采用来自导引头的信息，其输出量可以给出弹目视线角速度和角加速度的估计值，将此估计量作为补偿信号引入到比例导引系统中，形成了非线性比例导引系统。仿真研究表明，这种非线性比例导引具有良好的制导特性。     

运用线性回归进行制导精度折合

同一仪表的工具误差,对不同弹道的影响(如落点偏差)是不同的。本文避开传统的分离误差系数方法,而运用线性回归方法,依据试验弹道的遥、外测参数直接折合出仪表误差造成的正常弹道落点偏差,以提供对型号弹进行精度鉴定的可靠验前信息。在折合方法中利用AIC(Akaike Information Criterion)准则选择自变元及消去变换法实施运算。给出了对典型弹的数字仿真结果、数例说明该方法有较高的折合精度。     

寻的导弹寄生天线罩耦合回路有效导航比设计

基于比例导引(PN)制导律和实际惯性稳定框架式导引头回路,针对导引头回路两种校正网络,建立了用于设计有效导航比的两种寻的导弹寄生天线罩耦合回路模型,给出了PN寻的制导系统的控制弹道实际有效导航比的计算公式及设计准则。算例结果表明,该方法正确有效,所得脱靶量较小。     

机动再入飞行器主动段再入点约束闭路制导研究

基于机动再入飞行器再入制导段控制条件荷刻和难度大，必须为飞行器创造最佳的再入条件。本文对具有再入点约束的主支段闭路制导律进行了研究。根据飞行器椭圆弹道的性质、飞行器再入条件、球面几何和不动点原理给出了理想弹道的计算算法。为使飞行器能在主动段很快地进入到理想弹道上，系统采用了非线性的推力向量控制及预测制导方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统的设计与仿真，表明该制导系统使飞行器全程飞行有很好的飞行性能。     

Arms control and disarmament in space: the rough road to Vienna 1984 : Part II

This article continues a detailed examination of the international legal and diplomatic questions relating to arms control and disarmament, focusing on space-based activities. These are importantly concerned with the development of anti-satellite (ASAT) systems and ballistic missile defence (BMD). This part of the article considers the US Presidential-Congressional dialogue - particularly the ASAT testing issue - and Presidential initiatives vis-à-vis the USSR. An epilogue to the original paper considers the diplomatic moves and policy shifts which contributed to the January 1985 US-Soviet meeting and the agreement to begin bilateral negotiations to consider space and nuclear arms.