INMARSAT测控网故障应对策略

结合INMARSAT-4F1早期轨道支持任务，介绍了INMARSAT测控网的结构和任务配置，给出了测控网发生故障时的处理方法以及实际应用情况。最后根据故障诊断理论，分析了航天测控网的故障特点。     

固体火箭发动机系统可靠性设计的故障树分析

以空－空导弹固体火箭发动机系统可靠性的故障树分析为例，建立了系统可靠性框图、故障树、结构函数、并进行了系统可靠度计算，结果表明：建立的计算模型是正确的，并可用于其它型号的系统可靠性故障分析。     

现代战机导引系统及其关键技术

阐述了现代战机导引系统的功能、结构与工作方式.基于对导弹制导等相关问题的深入研究,以及对战机导引的特点分析,阐述了战机导引控制律设计中应当解决的关键技术与研究途径,包括远距导引、近距导引和机动导引不同阶段的特点、捕获域的定义与计算方法、战机导引律研究特点及其基本工作模态.本研究可为新一代战机导引系统的研制提供参考.     

垂直攻击型武器末制导系统设计与分析

介绍了垂直攻击型武器末制导段的特点,分析了其制导控制系统的特殊要求。针对常规控制方案的不足,提出侧力板控制方案,推导出一种考虑速度变化的变系数比例导引律,并结合某型号飞行器进行了仿真。结果证明,侧力板控制与变系数导引律明显优于常规控制和常系数比例导引律,完全可以满足垂直攻击型武器在末制导段的要求,该项研究为型号设计提供了具有实际参考价值的结论。     

涡轮叶片疲劳寿命公式及可靠性预测方法

本文推导了液体火箭发动机涡轮叶片疲劳寿命公式,并用概率统计、断裂力学方法,分析了可靠性预测方法.     

基于神经网络的精确末制导律研究

针对动能杀伤武器重量极小化问题，基于神经网络技术、动态逆补偿法和非线性优化法，研究了两种精确末制导律，一种采用FFBP神经网络学习一要制导方程动态逆实现精神制导，另一种采用FFBP神经网络学习非线性优化解实现精确制导，仿真分析表明，前者对目标加速度估计误差过于敏感，无法实现；而后者在目标加速度有误差时仍能实现精确制导，估于偏置比例导引，并可以使动能杀伤武器重量极小化。     

大配平角起始条件下的非线性末制导律研究

针对大配平角误差起始条件下导弹捕获高机动性目标问题，分析了一解非线性末制导运动，得到了稳定性充要条件，基于滑模态控制技术，综合了一种新型的梆－梆末制导律，它是一般非线性末制导运动方程的通解，相对于线性二次型解具有明显的优点：不需目标加速度和剩余时间信息；能够在各种起始大配平角误差条件下收敛。最后给出的仿真算例证明了理论分析的正确性和该制导律的实用价值。     

中国民航实施卫星导航的当前策略探讨

论述了全球卫星导航系统（ＧＮＳＳ）将取代所有传统的陆基无线电导航系统的背景和目标以及当前的策略、在实施早期应用的同时应采取必要的增强措施和安全保障     

在轨卫星液体推进剂测量技术评述

回顾了在轨卫星液体推进剂测量技术发展概况。介绍了各种已开发的具体测量方法，并在相互比较的基础上作出了评述。最后对我国开展该项工作提出建议。     

液体火箭发动机可靠性设计综合分析方法研究

针对液体火箭发动机可靠性设计问题，提出综合运用可靠性模块分析、故障模式及效应分析（FMEA）、故障数据分析及故障树分析（FTA）等可靠性分析方法，评估发动机不同设计方案的可靠性水平。此法可应用于方案论证阶段的发动机可靠性设计，并举例对某型号发动机的方案论证进行了典型分析计算。