摘要：针对处于末段飞行的大气层外拦截器设计了轨控发动机开关控制律。拦截器在飞行过程中轨控推力以持续定常方式或小脉冲方式施加在垂直视线的方向,目标具有一定的机动能力。首先分析了拦截器轨控推力作用下视线转率的变化规律,在此基础上,根据脱靶量的要求设计了拦截器轨控发动机开关控制律,其中考虑了目标机动、瞄准点切换以及小脉冲工作方式对视线转率的影响。仿真表明了该控制律理论上的可行性。

摘要：从国际能力的概念出发,借鉴国际上比较成熟的理论框架设计了大学生国际能力评价量表。抽取北京地区五所大学的本科生进行了施测,并利用数据对量表进行了信度、效度检验和结构验证。实证研究结果表明:大学生国际能力的结构包括三个基本维度:知识与理解、技能、态度与价值观,且三个维度又包含七个因子;大学生国际能力评价量表设计具有较好的信效度;结构方程模型对国际能力内部结构的拟合度良好,使量表的结构效度进一步得到验证。

摘要：在全球艺术史反思欧洲中心论的发展中,重新看待学界对《木美人》的认知有着重要的意义。本文通过重新审视其图像以及围绕其产生的文本,试图发掘它们长久以来被忽视的中国面貌。通过细致的图像以及文献分析,本文认为《木美人》是“画中人”传统与幻像板(Dummy Board)相遇并产生化学反应的结果,更是中国传统吸收外来事物的产物。本文试图探讨如何在西方影响大环境下发掘本土绘画传统,从而思考本土传统与外来因素的动态关系。

摘要：大气层外拦截弹中制导的终端约束是拦截弹处于零控拦截流形上。针对目标与拦截弹引力加速度差的几种简化模型,推导了相应的零控拦截流形表达式,并进行了定量的精度分析。在此基础上,针对耗尽关机的固体燃料发动机,设计了基于剩余速度增量的制导律。通过构造虚拟剩余速度增量映射避免了剩余速度增量带来的计算奇异,并提高了制导精度对装药燃速偏差的鲁棒性。仿真表明,采用该制导律推力方向平稳,制导精度与相应的零控拦截流形精度相当且鲁棒性好。

摘要：基于脉冲矢量发动机的工作特点,提出了在飞行末端分段设计跟踪过程控制力的方法,其中过渡段利用最优控制以使所消耗的发动机数量最小,并引入神经网络以保证工作的实时性。在飞行初段,提出用直接力来对弹道进行调姿以减小中制导段需用过载的方案,并利用最优控制的方法设计了直接力作用方案。点火控制算法基于极坐标的形式,该法可充分利用脉冲矢量发动机,且可灵活控制直接力的指向。仿真表明,所提方法可以最小的代价跟踪上外界输入,具有较高的工程应用价值。

摘要：针对大气层内滚转角速度稳定动能拦截器具有反应快速、耦合性强等特点,本文首先分析了传统的小扰动法设计姿控系统的优缺点,然后提出了基于极点区域配置的变增益控制系统设计方法。该方法通过在整个参数空间寻求单一李亚普诺夫函数来保证系统的全局稳定,与小扰法相比,它不仅可保证理论上的稳定,而且离散计算量小。最后的仿真表明,基于该方法设计的控制器具有良好的控制性能。

摘要：采用文献分析法,对学科前沿课的内涵、作用、影响因素以及其在国外一流大学的实施情况进行分析研究。搜索外文数据库和世界一流高校网站公开信息中“学科前沿课”以及和学科前沿课概念相接近的专业研讨课程、先端课程和交叉课程等,定位13所国外高校研究生学科前沿课类课程和项目计划,分析其实施流程特征,具体包括培养目标、授课内容、课程组织形式;学时、师资和教学方法等信息,形成普遍性和规律性认识。在深入分析其前沿性课程的组织形式、课程设计、教学方法以及影响因素等基础上,提出国内开展学科前沿课的通用建议。

摘要：模拟空间环境是现阶段开展航天心理学研究的最主要手段之一。本文从任务设定、研究内容和研究方法 3个方面,分析了包括火星-500(Mars-500)在内的6个模拟航天任务心理学研究。6个任务的环境设定各有特点,覆盖了从近地轨道到火星探索等不同时程和类型的航天任务,并将跨文化乘组和通讯延迟等因素设计在内。航天员情绪、认知变化,乘组的人际关系与内部凝聚力、自治情况成为模拟任务研究的重点。问卷、访谈、日志分析、计算机化测试、行为观察分析等研究方法在各任务中有不同程度的使用。今后,我国可以在乘组人际互动和人际关系、团队构成对人际互动和关系的作用、个体情绪变化规律和调节措施、个体高级认知功能变化等几方面开展中长期航天任务模拟研究。

摘要：为了解对于有序分类数据,使用多分格相关系数估计数据间线性依存关系的精确性,运用蒙特卡罗仿真法考察样本量的大小、分类数的多少、相关程度的高低以及数据分布的偏度对多分格相关系数估计精确度的影响;同样条件下计算皮尔逊相关系数并与之相比较.在实验设计的条件下,多分格相关系数的表现非常稳定,绝大多数情况下给出的估计值都比皮尔逊相关系数更精确.两种相关系数受样本量的影响都很有限,且估计值的偏差会明显随着分类数的增多而变小;但数据的偏态分布对皮尔逊相关系数的精确度有很大影响.

摘要：在进行航天器交会对接制导方案设计时 ,必须考虑在误差情况下航天器交会任务的实现。在水平推力冲量多弧段交会机动方案基础上 ,设计了二次冲量修正法对各种误差引起的交会过程误差进行制导修正。仿真算例结果表明 ,设计的制导方法是可行的 ,而且不影响原交会机动制导方案的优点。