摘要：小行星探测已经成为新世纪深空探测的一个新热点和未来世界航天发展的一个新方向。转移轨道的设计和探测目标可接近性的分析是小行星探测的关键技术之一。现利用了任意两个非共面非共轴椭圆轨道之间的最优两脉冲转移方法,对我国提出的探测Ivar小行星的交会转移轨道进行了设计与分析,给出了全局最优两脉冲交会轨道的设计参数,并利用此方法对近地小行星的可接近性进行了分析和排序,给出了可接近性较好的40颗近地小行星的转移轨道设计参数。这些研究结果对于近地小行星探测任务的目标选择和发射机会的预测都有重要的参考价值。

摘要：本文对用于渤海蓬莱19-3油田的34万吨级FPSO的中横剖面进行了基于鲁棒性的优化设计。首先在传统优化设计的基础上,对主甲板处的最小剖面模数进行敏感性分析,发现主甲板的最小剖面模数对主甲板处的厚度最敏感。随后运用自适应步长随机搜索法,以主甲板处的剖面模数对主甲板厚度的偏导数最小为目标函数,根据DNV规范给出的约束条件,对FPSO的中横剖面进行鲁棒设计,以提高结构性能。

摘要：以燃耗最优性为出发点,假设垂直方向上的最优着陆轨迹可以由一关于时间的三次多项式来完全表示,根据开环最优制导设计了月球软着陆的多项式制导控制律。通过对加速度矢量之间的几何关系进行分析可以得到制导控制量-推力方向角的显示表达式。该制导律表达式是剩余时间的函数,而给出的剩余时间表达式只与着陆器的状态变量和终端约束有关,无须进行迭代计算,是一种易于实现的次优闭环实时制导控制方法。

摘要：在内模控制(IMC)结构下对控制能量存在约束时一类随机摄动系统的最优控制及其仿真方法作了探讨。首先在鲁棒重新设计的基础上,针对一类随机模型误差的描述提出了一个平均意义上的包含跟踪误差和控制能量的性能指标,然后通过谱分解极小化该性能指标导出一个最优的内模控制器设计方法,可以兼顾模型摄动和控制能量约束,最后根据随机摄动系统的特点进行仿真研究进一步说明了所得控制方法的有效性。

摘要：本文研究了地球扁率 J2 项摄动对卫星编队飞行的影响。首先 ,给出了编队飞行的数学描述 ,推导了轨道根数和相对运动状态的关系式 ;然后 ,将卫星编队的受摄影响分解为整体摄动和相对摄动 ,分别得到了解析解 ,重点分析了相对摄动规律。研究结果对卫星编队的设计有一定的参考价值。

摘要：简要分析了高分辨率星载遥感TDICCD相机的成像原理,研究了基于混合界面颤动的星载遥感TDICCD相机动力学分析模型.结果表明星载遥感TDICCD相机对地观测时,载体部件的运动使相机产生振动响应,该响应会对成像质量有影响;对星载TDICCD相机进行了共振点扫描试验,试验测量了多点的加速度信号,并用信号分析仪进行了数据处理,获得了星载遥感TDICCD相机共振点扫描结果.这些动态特性结果为星载遥感TDICCD相机的防振、隔振设计提供了参考.

摘要：本文对控制能量存在约束条件下一类不稳定时滞过程的最优控制问题进行了探讨.首先基于不稳定过程的互质分解,由敏感度函数和控制敏感度函数定义了一个包含跟踪误差和控制能量在内的性能指标,然后应用谱分解最小化该性能指标,从而为一类不稳定时滞过程导出了一种最优的控制器设计方法,可使系统在控制能量存在约束时获得最优的控制性能.仿真研究进一步说明了该方法的有效性.

摘要：从HDL设计描述中提取电路在VLSI设计验证、低功耗分析、测试生成等方面有广泛的应用需求。提出了一种采用程序切片技术实现的新的电路提取方法,并深入论述了基于程序切片技术从Verilog描述中进行电路提取的理论基础。该方法可以为每一个感兴趣的信号获取其"链接切片"。与以前的方法相比,该方法的优点是细粒度的、不受书写格式的限制,并且能处理更多Verilog的语法元素。该方法已经被集成到现有设计流程中,实验结果表明其方便、高效,有良好的通用性。

摘要：基于离散小波变换(DWT)的自适应消噪方法为雷达信号的滤波提供了一种可行的方法.但DWT不具有平移不变性,若不用相同的小波对滤波后的信号进行重构,则会带来较大的重构误差.针对这一现象,提出了一种基于提升静态小波包变换的自适应消噪方法,它推导了静态小波包的提升实现方法,并设计出适合该系统的确定最优小波包分解树的相应步骤,利用引入更多动量因子的权系数迭代公式对各子带进行自适应匹配,并将匹配结果二次自适应,得到拟合的原信号.仿真结果表明,该方法可在计算量增加不大的前提下,进一步改善系统的滤波性能.

摘要：针对以金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)为执行机构的敏捷小卫星开展了先进机动控制算法的研究。在考虑控制力矩陀螺力矩约束及增量约束情况下,设计了基于非线性模型预测控制(NMPC)方法的卫星姿态快速机动控制律及操纵律。通过多种仿真分析了控制器设计参数变化对卫星姿态机动的影响,并与终端滑模控制方法进行了比较。实验结果表明,增大跟踪性能加权矩阵或延长预测时域均可以提高卫星姿态机动速度,缩短卫星姿态机动时间。设计的控制方法能够使卫星姿态在18s内实现40°的大角度快速机动,姿态指向精度和稳定度分别为0.01°和0.04(°)/s,与终端滑模控制方法相比,机动速度及稳态性均得到提高。本文方法为敏捷小卫星的在轨应用方式提供了理论支撑。