国外航天运载器的发展状况,发展趋势及采用的关键技术

概述了国外航天功器的发展状况、发展趋势及采用的关键技术，指出了今后运载器的设计原则和发展方向。     

运载火箭发射综合训练系统的设计与实现

分析了航天发射模拟训练系统的现状，提出了运载火箭发射综合训练系统的设计思想，对系统功能与结构进行了总体设计，给出了系统实现的基本方法，展示了系统的典型仿真界面。     

2002年世界运载器发展综述

主要对2002年国外运载器的研制与发射情况进行回顾，并对2003年世界运载器的发展进行展望。     

大型运载火箭地面发射支持系统发展展望

简要地回顾了我国运载火箭发射，支持系统的研制概况和取得的成就，并就重点发展廉价、无毒、无污染、高可靠的大型运载火箭问题，提出了我国２１世纪运载火箭地面发射支持系统的发展思路及大型运载火箭地面发射支持系统的发展框架、支撑技术和关键课题。     

现代"嫦娥奔月"的技术途径设想

探索宇宙,登上月球,是中华民族的千年梦想,"嫦娥奔月"的神话故事就是最好的证明.在总结国外载人登月技术的基础上,对比分析了4种载人登月方式对应的运载系统的初步方案,提出采用环月轨道交会对接方式,可望在2030年前后实现中国人安全地登上月球并返回地球的梦想.     

基于侧喷流直接力技术的运载器姿态控制方法

侧向喷流直接力控制技术已在大气层外动能拦截器和大气层内防空导弹中得到成功应用.运载火箭作为跨大气层飞行器,可以尝试采用该技术进行姿态、轨道控制.介绍了一种由侧向喷流发动机作为姿态控制执行机构的运载器,建立了运载器在大气层外飞行条件下的姿态动力学模型并设计了姿态控制规律.仿真结果表明,在姿控发动机存在安装误差的情况下,所设计的控制规律可以实现对运载器姿态的控制,通过选择控制器参数改变系统的响应特性可以满足迅速、精确、稳定地控制系统的要求.由此可见,采用侧向喷流直接力姿态控制系统能够完成运载器姿态控制任务.     

运载火箭大型试验数据库系统设计方法

以某运载火箭型号遥测数据库系统研制为背景,介绍了大型试验数据库系统的设计原则和设计方法,以及依据这些原理和方法研制完成的某型号遥测试验数据库系统及其功能和性能.     

运载火箭电气系统一体化测试方案构想

运载火箭各电气系统各自拥有一套地面测试设备，不但造成设备重复，成本增加，而且整套系统兼容性差，可靠性低。为此，提出了新型的地面测试发射控制系统方案，以实现箭上电气系统的一体化测试，并讨论了方案的可行性，先进性和实现的技术途径，该方案有利于简化系统，降低成本，提高系统的集成性，可靠性和可维护性，缩短火箭发射场测试周期。     

运载器和航天器测控技术发展异同及其未来面临的挑战

回顾了 2 0世纪运载器和航天器测控技术 (TT&C)的发展历程 ,比较了其异同 ,并对 2 1世纪运载器测控技术 3个未解决的老问题和 3个新产生问题的解决途径提出了作者的建议。核心思想是用航天器来支持运载器的研究、实验和发射。对于航天器分别就非深空和深空的 TT&C技术的发展经历和当代成就进行描述 ,并对今后可能的发展提出看法     

Criteria for optimizing laser launch conditions in 10 Gb/s links using OM3 fibers

In this paper we present the dependence of the ISI penalty and ISI failure rate on various transmitter and fiber parameters characterizing 10 Gb/s Ethernet links with 300 m long OM3 multimode fibers operated at 850 nm. Statistical optimization of the launch conditions results in optimal values for the laser encircled flux (13–17 μm) and lateral offset of the source (10–18 μm). The analysis of the ISI failure rate and ISI correlation coefficients showed that without additional optimization, the axial offset between the laser and the fiber axes has detrimental effects on the performance of the TIA-compliant links and it should be less than 60 μm. The optimization of the launch conditions with additional criteria going beyond TIA requirements may reduce the ISI penalty by as much as 0.7 dB leading to ISI penalty well below its allocation limit of 2.5 dB. This gives an opportunity to increased link lengths beyond standardized 300 m.