一、20世纪中国的航天器（论文文献综述）
王文龙,杨建中[1]（2021）在《航天器对接与捕获技术综述》文中研究说明航天器对接与捕获技术（Docking&capture technology,DCT）是实现航天器之间在轨连接、控制与分离,建立组合体间人员或资源交互的技术。对航天器对接与捕获技术的研究背景、发展历程、发展趋势、应用前景、技术内涵等内容进行了综述,首先从运载局限性催生对接技术发展、在轨服务需求爆发促进对接技术发展、空间碎片清理任务推动捕获技术发展等角度阐述了航天器对接与捕获技术的研究背景。从时间维度总结了该技术发展的三个历程,从技术途径角度概括了该技术的五个发展趋势。从在轨延寿、在轨手术、地外基建、轨道修正四个方面梳理了该技术的应用前景,提炼了该研究领域的八项关键技术。最后,给出了我国在该领域开展研究的方向和建议,为航天器在轨对接与捕获技术的未来研究提供参考。
王国刚[2]（2021）在《遥感卫星自主轨道机动与姿轨耦合系统控制研究》文中指出随着商业遥感卫星的快速发展,卫星已从早期的单星技术验证发展为多星协作应用,来完成单一卫星不能实现的应用需求,例如快速观测和侦察、快速覆盖等任务。面向数量庞大的卫星星座的空间任务,这不仅增加了轨道控制的频次,造成了地面测控站的压力,而且大大地提高了卫星间的碰撞风险,因此自主轨道机动和姿轨耦合控制技术是遥感卫星平台在轨飞行作业的关键,也是目前遥感卫星的研究重点。本文针对遥感卫星的自主轨道机动与姿轨耦合控制问题,进行全面、系统地讨论和研究,并面向卫星间碰撞规避、星间绕飞、星座构型保持和轨道转移等典型遥感卫星轨道控制任务,建立遥感卫星完整的轨道控制算法和控制方案,全文的创新研究工作如下:针对多约束下的星座卫星碰撞问题,采用数学表征法建立测控资源、有效载荷和星座构型等约束模型,通过数值分析法和霍曼（Hohmann）变轨理论进行碰撞规避控制设计,采用数值分析法给出轨道系下的控制方向和控制时刻,利用坐标系变换获得惯性系下的控制方向,依据Hohmann理论给出合理的速度增量;为了减少碰撞规避过程中的燃料消耗,设计一种多约束下的能量最优碰撞规避控制方法,基于C-W方程建立质心坐标系下的卫星相对运动模型,通过坐标变换将该模型映射到惯性坐标系下,再结合约束模型来制定碰撞规避策略,选取卫星能量最优化指标、哈密顿函数和协态方程,给出最优条件下的速度增量和方向,实现燃料最优碰撞规避控制,通过数值仿真证明其有效性。针对高精度的轨道机动控制问题,分别对相位控制和编队飞行控制进行设计。采用小推力推进系统来进行相位控制设计,由于推进系统的推力小,控制周期较长,因此将相位控制过程分为三个阶段:相位调整、相位稳定漂移和相位刹车。由于推进系统存在安装偏差,会产生姿态干扰力矩,通过干扰力矩分析给出相位调整和刹车时的最大控制时长,设置好相位控制完成天数,采用开普勒定律计算轨道控制量,并通过反作用飞轮进行姿态控制。针对高精度编队控制问题,设计一种自适应滑模控制算法,考虑非圆轨道和其他引力扰动影响,建立相对运动模型,通过模型变换技术将该模型进行线性化,在该模型基础上,设计一种自适应滑模控制器,并利用神经网络来逼近线性化误差和重力扰动项,通过李雅普诺夫（Lyapunov）稳定性定理给出自适应更新律,结合正定矩阵判断定理,可以保证闭环跟踪系统渐近稳定,将数值仿真结果与传统滑模控制进行对比分析,验证所提出的算法有效性。轨道控制完全依赖于地面测控站,当卫星数量逐渐增多时,会增加日常地面操作的负担和测控站的压力,针对该问题,设计一种自主轨道控制策略。首先,设计一种平衡力臂优化法来给出小卫星推进系统的最优化结构设计,并且分析推进系统对卫星姿态产生的藕合力矩;其次,设计一种扩展卡尔曼滤波算法（EKF）来确定卫星精确的轨道,并通过星上的全球定位系统（GPS）接收机观测数据进行EKF模型参数优化设计;最后,基于滤波后的轨道进行自主相位控制策略设计,当超出设定阈值时,自动进行轨道控制,以姿控推力器的结构布局为基础,设计一种多脉冲的喷气调姿控制方法来解决姿态扰动问题,采用径向基函数（RBF）神经网络来逼近轨道控制过程中的耦合力矩和干扰力矩,并通过Lyapunov稳定理论证明控制系统的稳定性,通过数值仿真验证其有效性和可行性。针对姿轨耦合系统控制问题,进行卫星姿轨耦合仿真系统设计与控制算法研究。该仿真系统包括仿真计算机、星载计算机、交联环境仿真模拟机、飞轮以及卫星动力学模型。采用仿真软件对主要部件如星敏感器、光纤陀螺、推进系统和GPS接收机进行数学建模,通过交联环境仿真模拟机与星载计算机连接,建立半物理姿轨耦合仿真系统。由于卫星推进系统存在安装偏差和推力矢量偏差,会导致轨道控制过程中的姿态不稳定,本文提出一种反作用飞轮与推进系统协同工作的轨道控制方法,以上述的半物理仿真系统为基础,在姿态偏差角较小时,反作用飞轮进行姿态调整;在姿态偏差角较大时,推进系统进行姿态调整,通过在轨实验证明了其有效性。由于推进剂的消耗,会导致质心和转动惯量的变化,影响姿态控制精度,并且在复杂的空间环境中还会受到各种摄动力的影响,为了实现轨道与姿态能够同时以较高控制精度达到期望的状态,设计一种控制力和力矩有限的自适应RBF神经网络滑模控制方法,通过试验测量给出燃料的消耗速率和转动惯量的变化规律,然后建立时变的6自由度动力学模型,通过RBF神经网络补偿耦合干扰力矩和空间环境扰动,并通过Lyapunov理论证明其稳定性,通过数值仿真证明所设计的算法有效性。
管凯颜[3]（2021）在《不同质量航天器在连续推力下快速协同交会探讨》文中指出航天器轨迹优化是贯穿航天器全寿命周期的重要问题,其研究对延长航天器在轨运行寿命,增大执行任务能力等,具有重要的实践意义。优化得到燃料或时间等性能指标更优的运行轨迹,可达到有效节省成本的目标。本文以航天器需快速完成交会任务为研究背景。交会方式共有两种:主被动交会与协同交会。在现有的空间活动中,当执行的空间交会任务有时间的限制,此时,虽然航天器可通过主被动交会完成航天任务,但主被动交会会面临两个问题:一是主动航天器在规定时间内是否有足够的优化空间;二是航天器燃料携带量是否能够支持整个交会任务。基于上述两个问题,本文将研究两航天器的协同交会问题。一直以来有关航天器协同交会的研究受限于质量相同（或接近）的航天器,对于质量不同的航天器由于在燃料最优控制的目标下显见以质量较轻的航天器机动更合理一些,在早期的相关研究中曾断言协同交会问题在质量不同的航天器之间是“没有意义的”。本文以燃料消耗最少为优化性能指标,研究两个航天器在质量不同时执行空间紧急任务,两种交会方式的不同表现。轨迹优化方法采用间接法,通过引入待定的拉格朗日乘子向量函数,利用庞特里亚金极值原理求解哈密顿函数极小值得到最优控制率以及控制变量受约束的两点边值问题,进而通过数值方法求解非线性方程。间接法虽然理论已经成熟,但要求解航天器协同交会轨迹优化问题还需要解决众多问题。其中,间接法需要求解打靶函数,但打靶函数对初值精度要求极高,因此需要采取一系列方法增大猜测值落在函数收敛域内的概率。对于上述问题,首先针对协态变量缺乏物理意义,且范围是不可知的问题,本文采用对协态变量归一化的方法将其限定在一个可知范围内。其后,采用QPSO算法与SQP算法串联使用的策略,一方面通过QPSO算法在可行区间内大范围寻优,结果作为SQP算法的迭代初值进行局部寻优,另一方面先通过QPSO算法初步寻优得到初始迭代点,可缓解SQP算法对初始点的敏感性,增大算法的收敛速度,得到更精确的打靶函数初值。最后将该初值作为迭代初始值,引入一种平滑处理技术—同伦技术对bang-bang控制问题进行平滑处理,令ε=1得到能量最优问题的初始值,让ε以指数递减的形式逐步迭代至ε=0的燃料最优问题,由此解决最优容许控制不连续问题。本文分别对共面和异面连续推力模型进行优化仿真,对应三种时间限制集合,即无时间限制（或足够长时间限制）、合理时间限制和短时间限制。仿真结果显示,当两个航天器质量不同情况下,当交会时间没有限制时,最优交会方式为主被动交会;在合理的时间限制内,最优交会方式以协同交会为更合理的方案,燃料消耗由两个航天器进行分担;当需要完成紧急空间任务,交会时间限制在短时间内,主被动交会通常无法完成交会,但协同交会虽然燃料消耗增加,但总能完成交会任务。航天器燃料携带量是有限制的,因此需要考虑质量轻的航天器是否有足够的燃料支持完成交会任务,本文探讨对航天器可消耗的燃料添加干预是否可行。仿真结果显示,通过对质量较轻的航天器施加燃料干预,总燃料消耗会有所增加,但能有效减少质量轻的航天器燃料消耗,让航天器燃料消耗量相比于燃料携带量更合理。
姚新志[4]（2021）在《基于PD滑模面的姿轨联合航天器近距离交会控制》文中提出航天器交会对接是指追踪航天器与目标航天器在相同时间和相同地点以相同速度交会并且形成一个整体的技术,在在轨服务、捕获失效卫星、空间站维修与补给等方面发挥着至关重要的作用。在复杂的航天任务中,对航天器交会对接的精度要求也在逐渐提高。当两航天器距离非常近时,交会时就不仅仅要考虑轨道,还要考虑航天器的姿态。本文分别以合作目标航天器与非合作目标航天器近距离交会为背景,主要研究基于PD滑模面的姿轨联合控制问题。为描述航天器的轨道运动,建立了地心赤道坐标系、航天器本体坐标系、观测坐标系等坐标系,用转换矩阵描述各坐标系间的关系,介绍航天器轨道根数和经典轨道根数动力学方程,推导了轨道根数与相对坐标系下状态向量的转换关系,当航天器低轨飞行时,其飞行轨迹接近圆轨迹,此时经典轨道根数方程分母为零无法求解,所以采用改进春分点轨道动力学方程。推导了追踪航天器质心与目标航天器质心之间的相对运动方程,通过近似、等价的形式简化后得到非线性相对运动动力学方程,在此基础上建立了航天器对接端口之间的相对轨道动力学模型。对航天器的姿态描述方法做了详细的推导,重点阐述了修正罗德里格斯姿态描述方法,为了避免方程在特殊角度奇异,引入阴影罗德里格斯参数作为切换,这样三个参数作为姿态角在三个方向分量,不存在多余参数,具有一定的优越性。对航天器近距离交会不可忽略的摄动力和摄动力矩进行建模,分析航天器所受摄动力和摄动力矩,并且通过仿真算例详细描述了航天器只在摄动力和摄动力矩作用下的相对运动,证明了摄动力和摄动力矩的不可忽略性。对航天器近距离相对运动控制策略进行了综述,先是介绍滑模控制和PID控制方法,然后介绍PD滑模面控制方法,描述控制问题具体框架。针对合作目标航天器近距离交会问题,选择航天器相对运动的非线性动力学方程,考虑地球非球形引力摄动、太阳光压摄动等影响航天器近距离相对运动的主要影响因素,设计PD形式的切换函数,当系统在切换面时,就处于滑动模态区,然后分析了滑动模态稳定性,设计Lyapunov函数并对其求导,当Lyapunov函数的一阶导数小于等于零时,依据Lyapunov稳定性理论,滑动模态渐进稳定。选取指数趋近律,推导控制律,并同样设计Lyapunov函数,证明了控制律渐近稳定性。分别以椭圆轨道和圆轨道进行仿真计算,当追踪航天器与标称轨迹的相对距离、速度、姿态和姿态角速度都趋近于零时,交会完成。由于符号函数在零处有突变,导致算例结果的抖振现象明显,为抑制抖振,将指数趋近律进行改进,设计了饱和函数形式趋近律,有效弱化了抖振现象。分析了控制参数对收敛速度的影响,并将控制参数与收敛时间绘制成表格与曲线,便于更直观地观察规律。针对非合作目标航天器近距离交会问题,建立了观测坐标系,在观测坐标系下对两航天器的轨道运动与姿态运动进行建模,利用追踪航天器的观测器对目标航天器的姿轨进行数据收集,然后设计了期望轨迹与期望姿态,当目标航天器到达期望轨迹与期望姿态,则近距离交会完成。同样在非合作目标航天器算例中,验证了改进的趋近律的可行性,用图表展示了控制参数与收敛时间的关系。
陕鹏宇[5]（2021）在《间接法在多特定方向推力燃料最优协同交会中的应用研究》文中指出航天器轨道机动是其实现各种空间任务的重要前提,因此运行轨道的优化设计对空间操作的过程起着决定性的作用。以往空间操作中航天器的轨道机动大部分是在脉冲推力下完成的。近十几年来,连续推力由于其轨道操作机动性强、时间短而受到关注。最初的连续推力的研究为矢量推力,即航天器推力模型主要是连续可变方向推力,对于快速交会来说,矢量推力是难以精准控制。本文研究的多特定方向推力模型是在径向、周向和法向三个方向独立设置推进器,每个推进器有正推和反推两个方向,针对不同的空间机动任务,多个推进器通过合作机动最终完成任务。本文以多特定方向推力为推力模型,研究了航天器非指定轨道协同交会的燃料最优问题。针对该类最优控制问题,以经典最优控制理论作为理论基础,常见的优化方法有直接法、间接法和混合法。对于直接法和混合法,本质上是通过对相关控制变量进行全部或部分离散化,将原问题转换为参变量优化问题,进而通过一些优化算法得到待优化参变量的值,而对于多特定方向推力模型,待优化参数相对于连续推力模型急剧增加,优化计算难度陡增,尤其对于较小推力作用下的空间机动任务,航天器推进器需要频繁开关,推滑段的增加导致该类离散优化方法的难度进一步增加,因此,本文将间接法应用到多特定方向推力下航天器非指定轨道交会的最优控制中。间接法是根据经典最优控制理论,引入协态变量,建立哈密顿函数,从而得出最优控制函数方程,由于开关控制函数以及方向控制函数都由相应约束方程控制,不像混合法那样需要额外设置航天器发动机开关序列,优化过程中待优化参数相对较少,因此可以计算难度较大的较小推力空间机动问题。但间接法在求解多特定方向推力下以燃料消耗为性能指标的两个航天器协同交会问题中面临很多困难,因此本文采用了很多针对性的改良方法,提升了间接法优化计算的可操作性,并设计了一系列仿真算例验证了间接法相对混合法的明显优势。在求解燃料最优问题中,由于开关控制律的阶梯型特征,使得协状态变量微分方程无法平滑积分。针对这一 bang-bang控制问题,文中引入同伦技术对阶梯型控制律进行平滑处理,由于是多特定方向推力模型,因此径向、周向以及法向三个方向的最优控制律各自独立,各自引入线性递减的控制参数,通过开关函数以及控制参数的共同约束,最终得出每一时刻航天器在某一特定方向发动机的开关判断,从相对简单的能量最优控制问题以线性递减的方式平滑过渡到原问题,进而得到燃料最优控制问题中的最优解。其次,由于协态变量缺乏相应物理含义并且初始值范围未知,而间接法最终结果的收敛性对协态变量的初值设置极为敏感,初值精度直接影响最终优化结果,因此本文对协态变量作归一化处理,将其值限制在一个多维空间球面内,从而提高了优化计算的效率。由于本文研究内容是以两航天器协同交会任务为背景,最终轨道为非指定轨道,交会时间未知,因此寻优过程难度较大,针对这一问题,本文采用全局收敛性极强的量子粒子群智能优化算法（QPSO）对能量最优问题的参变量进行初步寻优,然后利用同伦技术过渡到燃料最优问题,该过程中采用局部搜索能力更强但对迭代初值敏感的序列二次规划算法（SQP）。本文推导了间接法在多特定方向推力下的航天器协同交会燃料最优控制理论,并根据理论做了一系列的仿真优化算例。仿真结果显示,对于较为简单的共面协同交会问题,间接法优化结果略优于混合法;针对较为复杂的异面交会问题,在同一初始条件的前提下,设定了三组不同推力工况进行优化计算,结果显示,在机动时间大致相同的情形下,间接法比混合法能更节省燃料,说明对于多特定方向推力,将同伦技术用于庞特里亚金极值原理中的开关函数是可行的。同时可以看出间接法在较大推力下的优势不明显,这是由于无论用间接法还是混合法,最终推滑段不会超过混合法人为设置的推滑段;而随着推力逐渐减小,混合法用满预先推滑配置,其优化的中间参数增多,优化难度增大,优化结果明显不如间接法;当推力逐渐减小时,混合法预置的控制策略逐渐不满足最优控制甚至无法得到优化结果,而间接法由于无需事先配置航天器开关策略,因此不受限于航天器推力大小、交会任务复杂等各种因素,优化参数数量远小于混合法,因此计算难度更小,同时间接法在理论上保证了最终优化解的一阶最优性。
胡军,李毛毛[6]（2021）在《航天器进入制导方法综述综述》文中研究指明航天器制导系统的设计至关重要,直接关乎航天器能否安全返回地球或着陆行星表面指定区域。在给出航天器进入动力学模型的基础上,首先分析了进入制导问题建立及难点,然后综述了航天器进入制导方法的研究现状,分析了各类进入制导方法的优缺点。作为统一或通用方法,介绍了实际应用于中国航天工程再入返回的自适应预测校正制导方法。面向未来发展亟待解决的问题,在线快速规划可行轨迹的重要性凸显,分析了在线轨迹规划方法所需要解决的问题以及今后进入制导方法的发展方向。
韩颖琦[7]（2021）在《美国太空开发中的公私伙伴关系探析》文中指出随着航天科技的发展,人类对太空的探索日益深入。美国虽为世界唯一超级大国,但是其相对霸权地位却在不断衰弱,为了保持在世界的领先地位,大力发展太空产业、开展太空开发活动成为重要路径。但是巨大的太空支出费用使得政府部门已经越来越难以独立支撑太空开发的工作,同时伴随美国私人太空公司的出现,美国逐步出台了美国《国家航天政策》《商业航天法》《商业航天发射法案》等一系列相关的太空法律法规和一揽子资助计划,支持私营太空公司的发展。美国私营太空公司在太空开发中的开放竞争,降低了美国政府财政支出的压力、激励了太空技术的创新发展,提升了美国的太空竞争力。公私伙伴关系已成为美国太空开发的重要模式。本文以公私伙伴关系（Public-Private Partnership,简称PPP）模式理论为指导,分析目前美国太空开发中的公私合作情况,希望能够对激活中国太空开发中私人资本的活力有所帮助,提升中国的太空开发水平。绪论简略介绍了国内外对美国太空开发中的PPP模式的研究现状以及本论文的研究内容和思路;第一章对本文相关的太空开发和私营太空部门进行了核心概念的界定以及对PPP模式理论进行了解读;第二章将美国太空开发中公私伙伴关系分为三个发展阶段,通过对美国法律基础、工业基础和市场环境的分析得出美国太空开发PPP模式发展的动因,并总结归纳了美国太空开发中PPP模式的三种形式,包括政府为私营太空公司提供资金,为私营太空公司提供技术和基础设施服务,招投标形式;第三章对美国太空开发中的PPP模式进行评估,从国际太空产业、私营太空公司和美国政府三个层面分析了PPP模式在美国太空开发中取得的成果,讨论这三个层面在公私伙伴关系模式中存在或可能产生的问题。第四章根据美国太空开发中PPP模式取得的成效和存在的问题,从国际合作层面、国家政府层面和中国民间资本层面分析对中国发展太空事业的借鉴意义。结语部分得出本文的主要结论,并对我国太空开发事业中的公私伙伴合作提出展望。
夏陈超,苟永杰[8]（2021）在《航天器磁悬浮助推发射技术发展综述》文中认为磁悬浮助推发射技术是可显着降低航天发射成本、提高航天任务效益的革新性发射技术,对支撑未来空间开发、利用与探索具有重要意义。在分析磁悬浮助推发射的技术特点基础上,综述了国内外航天器磁悬浮助推发射技术发展现状,重点介绍了Maglifter和Startram磁悬浮助推发射系统、航天器空中电磁发射系统和月面电磁发射系统,分析了直线电机驱动与控制、超大功率高效能源供给等关键技术,并对未来航天器磁悬浮助推发射技术的应用进行了展望。
包为民[9]（2021）在《航天智能控制技术让运载火箭“会学习”》文中研究指明高可靠和智能化是未来智能航天器的主要特点,本文聚焦航天器高可靠、智能化的发展需求。梳理了中国运载火箭从无到有、从有到全的发展历程,提出了航天智能技术从航天器的可靠性做起,航天器的可靠性从航天智能控制做起,航天智能控制从"会学习"的火箭做起。围绕航天智能控制技术如何使运载火箭"会学习"的发展架构,进一步探索了"边飞边学"和"终身学习"智能控制技术的理论研究和应用现状,支撑中国"会学习"运载火箭高可靠和智能化的发展。
关升亮[10]（2020）在《现代科学认识的发生机制研究》文中研究说明自十六、十七世纪近代实验科学产生以来,科学认识就建立在科学实验归纳和数学演绎基础上,19世纪末20世纪以来,科学认识朝着微观世界和宏观世界两个维度发展,使观察实验失去了基础,科学认识进入假设、演绎及检验阶段,即根据科学认识存在的问题提出假说,然后建立数学模型进行演绎,最后对演绎出来的科学事实进行检验,进而证明科学假说是否正确,最后确定科学理论。“现代科学认识的发生机制研究”的选题是在系统梳理国内外科学哲学家的科学认识论和科学发展理论的基础上凝练而成的,尤其是充分吸取了以波普尔为代表的现代科学哲学家,对现代科学的产生及发展运行机制进行了哲学概括,提出了现代科学的产生即发展模式,即:科学问题-科学假设-逻辑演绎-科学事实-实验检验-理论确立,波普尔把它简单精炼地概括为“大胆假设,小心求证”的理论。国内外大批科学哲学家,对关于现代科学假设的提出、现代科学的运行模式、现代科学的检验和现代科学理论的确立等问题,进行了深入的认识和研究,陆续产生了批判理性主义、历史主义和科学实在论等学派。在我国改革开放后,以舒炜光教授为带头人的一大批现代早期科学哲学“学术共同体”,率先翻译、引进、论述了现代科学哲学理论,进而创造性地构建了具有自身理论特色的科学认识论体系,对我国科学哲学的发展做出了基础性、理论性和创造性的贡献。现代科学认识是人类认识史上的高级阶段,也是现代人们的一项重要的社会活动形式。现代科学认识的发生机制,即发生因素,是多种因素交互作用的结果。自然客体、社会存在和社会生活中的种种事物、科学实践等等都对现代科学认识的发生起着基本的作用。其中,科学实践就是科学认识发生、形成和发展的源泉、基础和动力,它对现代科学认识发生的各个环节起着基础性的作用。但本论文所研究的不是,也不可能是所有对现代科学认识发生起作用的机制,即因素;而是研究与现代科学认识发生有着直接关系,起着重要作用的因素,是在科学实践的基础上,从哲学的视域重点研究现代科学认识发生的内在因素、外在因素、逻辑因素和工具因素,即认识工具因素的“硬件”和“软件”,侧重探讨从计算机诞生以来的现代科学认识工具“硬件”的广泛使用和科学认识工具“软件”的统一及广泛应用对现代科学认识发生的作用。现代科学认识是科学劳动者运用科学认识工具的“硬件”（科学仪器）和科学认识工具的“软件”（科学方法）,在同科学对象的相互作用中发生的。现代科学劳动者（主体）,现代科学认识发生的内在因素、外在因素、逻辑因素,现代科学认识工具（认识工具的“硬件”和“软件”）是现代科学认识发生的基本的、直接的、重要的因素,它对现代科学认识发生的作用及其在当今社会发展具有重要的理论价值和实践价值。随着现代科学技术的飞速发展,现代科学认识向广深拓展的速度越来越快,尤其是随着计算机的产生及其技术方法的运用,为人们进行现代科学认识提供了强有力的认识手段和认识工具,新时代智能技术（互联网、云计算、大数据、人工智能、5G应用技术）产生及广泛应用,又使现代科学认识发生了巨大的变化。本论文就是在现代科学技术发展基础上,研究现代科学认识发生所应用的技术手段、认识工具、认识方式、研究方法等理论问题,以更好地为现代科学认识提供理论依据。论文共分为五个部分:第一部分,系统阐述了选题的研究背景、研究意义、国内外研究现状及研究的创新点。第二部分,全面阐释科学认识主体的特点及其实质,提出科学认识主体应具有强烈地科学意识和探索精神、具有适应自然、社会和思维三大科学领域探索研究的组织形式、具有广泛的群体性和社会性,是科学认识的决定性因素,也是科学认识的生力军;还阐述了科学认识发生的特点。第三部分,科学地论述科学认识发生的内、外在因素和逻辑因素,提出现代科学认识发生要以科学问题为起点,以科研主体为中心,在经验知识启发和理论知识导引的前提下,去发现新事物,认识新问题。第四部分,重点论述现代科学认识工具的“硬件”和认识工具的“软件”的统一及其在现代科学认识中的广泛、合理的运用,为现代科学认识的发生及其发展提供强有力的认识手段。第五部分,明确阐述了科学认识的理论价值和实践价值,着重阐释了科学认识的认识价值和伦理价值,论证了它对科学发展和技术发展的价值和意义。
二、20世纪中国的航天器（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、20世纪中国的航天器（论文提纲范文）
（1）航天器对接与捕获技术综述（论文提纲范文）
| 0前言 |
| 1 研究背景 |
| 1.1 运载局限性催生对接技术 |
| 1.2 在轨服务促进对接技术发展 |
| 1.2.1 在轨组装 |
| 1.2.2 在轨维修 |
| 1.2.3 在轨更换 |
| 1.2.4 在轨加注 |
| 1.2.5 在轨重构 |
| 1.3 太空垃圾清理推动捕获技术发展 |
| 1.3.1 机械臂捕获 |
| 1.3.2 喉管捕获 |
| 1.3.3 包覆捕获 |
| 2 发展历程 |
| 2.1 概念提出与初步实用阶段(1960—1980年) |
| 2.2 自主对接验证与实施阶段(1980—2000年) |
| 2.3 全面应用与升级换代阶段(2000年至今) |
| 2.3.1 载人对接机构形成标准 |
| 2.3.2 自主对接机构全面应用 |
| 2.3.3 非合作捕获机构蓬勃发展 |
| 3 发展趋势 |
| 3.1 介电材料捕获 |
| 3.2 吸附捕获 |
| 3.3 动能捕获 |
| 3.4 电磁捕获 |
| 3.5 仿生捕获 |
| 4 应用前景 |
| 4.1 在轨延寿 |
| 4.2 在轨手术 |
| 4.3 地外基建 |
| 4.4 轨道修正 |
| 5 关键技术 |
| 5.1 系统设计与优化技术 |
| 5.2 自适应捕获技术 |
| 5.3 高可靠锁紧技术 |
| 5.4 气/液/电路连接、断开技术 |
| 5.5 对接动力学建模与仿真技术 |
| 5.6 地面演示与验证技术 |
| 5.7 消旋控制技术 |
| 5.8 智能驱动技术 |
| 6 启示与展望 |
（2）遥感卫星自主轨道机动与姿轨耦合系统控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究目的和意义 |
| 1.2 国内外遥感卫星发展历程 |
| 1.3 国内外研究现状 |
| 1.3.1 卫星轨道控制研究现状 |
| 1.3.2 卫星姿态控制研究现状 |
| 1.3.3 卫星姿轨耦合控制技术研究现状 |
| 1.4 本文主要研究内容及章节安排 |
| 第2章 多约束下遥感卫星轨道路径规划 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系介绍 |
| 2.3 约束建模 |
| 2.3.1 光学载荷约束 |
| 2.3.2 测控资源约束 |
| 2.3.3 星座构型约束 |
| 2.3.4 轨道类型约束 |
| 2.3.5 控制策略约束 |
| 2.4 基于Hohmann理论的多约束小卫星轨道机动控制 |
| 2.4.1 问题描述 |
| 2.4.2 控制策略分析与设计 |
| 2.4.3 仿真实验研究 |
| 2.5 多约束下小卫星的能量最优轨道控制 |
| 2.5.1 问题描述 |
| 2.5.2 最优控制器设计 |
| 2.5.3 仿真实验研究 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 遥感卫星的高精度轨道机动控制算法研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 在轨轨道机动控制 |
| 3.2.1 设计思想概述 |
| 3.2.2 遥感卫星轨道控制策略 |
| 3.2.3 案例仿真 |
| 3.3 轨道机动自适应控制 |
| 3.3.1 问题描述 |
| 3.3.2 控制算法设计 |
| 3.3.3 仿真实验研究 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 遥感卫星自主轨道控制算法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 推进系统布局 |
| 4.2.1 推进系统分类 |
| 4.2.2 推进系统的结构布局设计 |
| 4.2.3 推进系统耦合力矩分析与仿真 |
| 4.3 基于EKF滤波的自主轨道控制算法研究 |
| 4.3.1 问题描述 |
| 4.3.2 轨道确定算法设计 |
| 4.3.3 自主轨道控制算法设计 |
| 4.3.4 仿真实验研究与讨论 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 姿轨耦合系统设计与控制算法研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 卫星姿轨耦合系统设计 |
| 5.3 姿轨耦合系统控制算法 |
| 5.3.1 基于角动量卸载法的小卫星姿轨协同控制 |
| 5.3.2 基于自适应神经网络的小卫星姿轨耦合控制 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 全文总结与工作展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者简介 |
| 攻读博士学位期间研究成果 |
（3）不同质量航天器在连续推力下快速协同交会探讨（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号说明 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 航天器轨道动力学建模 |
| 2.1 二体问题模型 |
| 2.2 坐标系与状态变量 |
| 2.2.1 常用坐标系 |
| 2.2.2 状态向量 |
| 2.3 不同坐标系的航天器轨道动力学模型 |
| 2.3.1 惯性坐标系下的轨道动力学模型 |
| 2.3.2 经典轨道要素形式下的轨道动力学模型 |
| 2.4 航天器发动机推力模型 |
| 2.5 状态变量单位无量纲化处理 |
| 第3章 最优控制理论的应用 |
| 3.1 连续系统的庞特里亚金极值原理 |
| 3.2 航天器协同交会最优控制模型 |
| 3.3 轨迹优化方法 |
| 第4章 间接法求解最优控制问题 |
| 4.1 解决燃料最优bang-bang控制问题 |
| 4.1.1 平滑处理技术—同伦技术 |
| 4.1.2 新的开关函数 |
| 4.2 优化算法的选择 |
| 4.2.1 协态变量归一化 |
| 4.2.2 约束处理算法 |
| 4.2.3 智能优化算法 |
| 4.2.4 非线性最小二乘法 |
| 4.3 数值积分方法 |
| 4.4 间接法实现流程 |
| 第5章 质量不同的航天器在连续推力下快速远程交会 |
| 5.1 椭圆共面连续推力模型优化仿真 |
| 5.1.1 无时间限制 |
| 5.1.2 时间限制80TU |
| 5.1.3 时间限制50TU |
| 5.2 椭圆异面连续推力模型优化仿真 |
| 5.2.1 无时间限制 |
| 5.2.2 时间限制80TU |
| 5.2.3 时间限制60TU |
| 5.3 连续小推力模型优化仿真 |
| 5.4 椭圆共面燃料干预可行性研究 |
| 5.4.1 无时间限制 |
| 5.4.2 时间限制80TU |
| 第6章 结论与展望 |
| 6.1 工作总结 |
| 6.2 主要结论 |
| 6.3 研究展望 |
| 附录 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读学位期间参与科研情况、论文发表及获奖情况 |
| 学位论文评阅及答辩情况表 |
（4）基于PD滑模面的姿轨联合航天器近距离交会控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 航天任务与发展现状 |
| 1.2.2 航天器近距离交会现状 |
| 1.2.3 控制方法现状 |
| 1.3 本文组织结构 |
| 第二章 航天器相对运动轨道动力学模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系及其转化 |
| 2.3 航天器状态向量与轨道参数和动力学方程 |
| 2.4 两航天器质心之间的相对轨道运动 |
| 2.5 两航天器对接端口之间的相对运动 |
| 第三章 航天器相对运动姿态动力学模型 |
| 3.1 航天器的姿态描述方法 |
| 3.1.1 方向余弦 |
| 3.1.2 欧拉角 |
| 3.1.3 欧拉轴/角 |
| 3.1.4 四元数 |
| 3.1.5 MRP参数 |
| 3.2 航天器的姿态运动学方程和动力学方程 |
| 3.2.1 姿态运动学方程 |
| 3.2.2 姿态动力学方程 |
| 3.3 追踪航天器的动力学模型 |
| 3.4 摄动力与摄动力矩 |
| 3.4.1 摄动力 |
| 3.4.2 摄动力矩 |
| 3.5 航天器相对运动轨道算例 |
| 第四章 航天器近距离相对运动控制策略 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 控制问题 |
| 4.3 合作目标航天器PD滑模面控制 |
| 4.3.1 滑模控制 |
| 4.3.2 PID控制 |
| 4.3.3 合作目标航天器PD滑模面控制 |
| 4.3.4 合作目标椭圆轨道仿真算例 |
| 第五章 非合作目标航天器近距离交会 |
| 5.1 观测坐标系下相对轨道动力学建模 |
| 5.2 观测坐标系下相对姿态运动建模 |
| 5.2.1 相对姿态动力学方程 |
| 5.2.2 四元数描述的相对姿态运动学方程 |
| 5.2.3 MRP参数描述的相对姿态运动学方程 |
| 5.3 期望轨道与期望姿态建模 |
| 5.4 非合作目标圆轨道仿真算例 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 工作总结 |
| 6.2 主要结论 |
| 6.3 研究展望 |
| 附录 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读学位期间参与科研情况、论文发表及获奖情况 |
| 学位论文评阅及答辩情况表 |
（5）间接法在多特定方向推力燃料最优协同交会中的应用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号说明 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.3 本文主要工作 |
| 第2章 多特定方向推力下的航天器轨道动力学模型 |
| 2.1 航天器运动轨迹的描述方法 |
| 2.1.1 轨道动力学常用坐标系 |
| 2.1.2 状态向量和轨道根数参数定义 |
| 2.2 航天器轨道动力学方程 |
| 2.2.1 状态向量描述的轨道动力学方程 |
| 2.2.2 经典轨道根数描述的轨道动力学方程 |
| 2.3 多特定方向的推力模型 |
| 第3章 航天器轨道机动的最优控制原理 |
| 3.1 连续系统的庞特里亚金极值原理 |
| 3.2 多特定方向推力的航天器协同交会最优控制 |
| 第4章 多特定方向推力下间接法的设计与实现 |
| 4.1 同伦技术的应用 |
| 4.2 智能优化算法的选取 |
| 4.2.1 量子粒子群优化算法(QPSO) |
| 4.2.2 序列二次规划算法(SQP) |
| 4.3 龙格库塔数值积分器 |
| 4.4 协态变量归一化 |
| 第5章 间接法在多特定方向推力下航天器轨道优化仿真与分析 |
| 5.1 共面协同交会问题的优化仿真 |
| 5.2 异面协同交会问题的优化仿真 |
| 5.2.1 推力配置为[20N,40N,40N]的异面协同交会 |
| 5.2.2 推力配置为[10N,20N,20N]的异面协同交会 |
| 5.2.3 推力配置为[5N,10N,10N]的异面协同交会 |
| 5.3 间接法计算较小推力[2N,4N,4N]的异面协同交会问题 |
| 5.3.1 较长时间限制下的航天器协同交会 |
| 5.3.2 较短时间限制下的航天器协同交会 |
| 第6章 结论与展望 |
| 6.1 工作总结 |
| 6.2 主要结论 |
| 6.3 研究展望 |
| 附录 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读学位期间参与科研情况、论文发表及获奖情况 |
| 学位论文评阅及答辩情况表 |
（6）航天器进入制导方法综述综述（论文提纲范文）
| 1 航天器进入制导问题建立与难点 |
| 2 航天器进入制导方法研究现状 |
| 2.1 航天器跟踪标称轨迹的进入制导方法 |
| 2.2 航天器预测校正进入制导方法 |
| 2.3 融合的进入制导方法 |
| 2.4 多种进入制导方法对比 |
| 2.5 航天器考虑禁飞区的进入制导方法 |
| 3 航天器进入制导方法发展方向 |
| 3.1 轨迹规划在制导方法中的重要性 |
| 3.2 预测校正制导方法对多种约束的满足性 |
| 3.3 航天器自适应预测校正制导方法的通用性 |
| 4 结论 |
（7）美国太空开发中的公私伙伴关系探析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 绪论 |
| 一、选题背景与意义 |
| 1.问题的提出 |
| 2.选题意义 |
| 二、国内外研究现状 |
| 1.国外研究现状 |
| 2.国内研究现状 |
| 3.现有研究的贡献与不足 |
| 三、研究内容和方法 |
| 1.研究内容 |
| 2.研究方法 |
| 四、创新之处和不足 |
| 1.创新之处 |
| 2.不足之处 |
| 第一章 核心概念界定与理论基础 |
| 第一节 核心概念界定 |
| 一、太空开发 |
| 二、私营太空公司 |
| 第二节 公私伙伴关系模式的理论基础 |
| 一、公私伙伴关系模式的定义 |
| 二、美国太空开发中的公私伙伴模式 |
| 第二章 美国太空开发中PPP模式的缘起与发展 |
| 第一节 美国太空开发中PPP模式的发展阶段 |
| 一、萌芽阶段:20 世纪 60 年代~20 世纪 80 年代 |
| 二、发展阶段:20 世纪80 年代~2010年 |
| 三、成熟阶段:2011 年~至今 |
| 第二节 美国太空开发中PPP模式的基础 |
| 一、美国完备的太空立法 |
| 二、美国雄厚的太空工业基础 |
| 三、美国宽松的市场环境 |
| 第三节 美国太空开发中PPP模式的形式 |
| 一、政府提供资金 |
| 二、政府提供技术和基础设施 |
| 三、招投标形式 |
| 第三章 美国太空开发中PPP模式的评估 |
| 第一节 美国太空开发中PPP模式及其成效 |
| 一、美国政府层面 |
| 二、私营太空公司层面 |
| 三、美国太空开发产业层面 |
| 第二节 美国太空开发中PPP模式发展中存在的问题 |
| 一、增加国际太空治理的难度 |
| 二、私营太空公司经营状况不稳定 |
| 三、政府监管难度增加 |
| 第四章 美国太空开发PPP模式对中国的借鉴意义 |
| 第一节 国际合作层面 |
| 一、倡导推动太空国际法的发展 |
| 二、把握“一带一路”战略的机遇,积极参与国际航天合作 |
| 第二节 中国政府层面 |
| 一、完善公私合作和商业航天法律体系 |
| 二、为私营太空公司提供资金、技术、基础设施服务支持 |
| 第三节 中国民间资本层面 |
| 一、打造完整产业链 |
| 二、培育民营太空公司 |
| 三、吸引航天技术人才 |
| 结语 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（8）航天器磁悬浮助推发射技术发展综述（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 2 发展现状 |
| 2.1 磁悬浮助推发射系统Maglifter |
| 2.2 磁悬浮空间发射系统Startram |
| 2.3 航天器空中电磁发射 |
| 2.4 航天器月面电磁发射 |
| 2.5 国外其他研究 |
| 2.6 国内研究现状 |
| 2.7 小结 |
| 3 关键技术分析 |
| 3.1 具备高发射速度的磁悬浮技术 |
| 3.2 直线电机驱动与控制技术 |
| 3.3 超大功率高效能源供给技术 |
| 3.4 适应助推发射的航天器设计技术 |
| 4 结束语 |
（9）航天智能控制技术让运载火箭“会学习”（论文提纲范文）
| 1 航天智能技术从航天器的可靠性做起 |
| 1.1 航天器是可靠性要求高的自主系统 |
| 1) 基本可靠性要求高。 |
| 2) 使用可靠性要求高。 |
| 3) 任务可靠性要求高。 |
| 1.2 火箭、卫星、深空探测器对高可靠性需求迫切 |
| 1) 运载火箭需具备高可靠、低成本、多任务实现等能力。 |
| 2) 卫星要具备易运维、多功能等能力。 |
| 3) 深空探测器要具备强适应、强生存、强自主等能力。 |
| 2 航天器的可靠性从航天智能控制做起 |
| 2.1 控制科学的发展路线 |
| 1) 萌芽期。 |
| 2) 古典控制。 |
| 3) 现代控制。 |
| 4) 智能控制。 |
| 2.2 智能控制技术是控制系统的发展趋势 |
| 2.3 智能控制技术是提升航天器可靠性的有效途径 |
| 2.3.1 智能控制技术是提升运载火箭可靠性的有效途径 |
| 2.3.2 智能控制技术是提升空间飞行器可靠性的有效途径 |
| 2.4 航天智能控制技术支撑了航天重大科技工程的实践 |
| 3 航天智能控制从“会学习”的火箭做起 |
| 3.1 航天智能控制技术的发展阶段 |
| 3.2 “边飞边学”和“终身学习”特征的进一步思考 |
| 1) 边飞边学。 |
| 2) 终身学习。 |
| 3.3 “边飞边学”制导控制技术研究与应用 |
| 1) 对动力系统非致命故障辨识与制导控制重构——学会自诊断 |
| ① 主发动机推力下降故障辨识技术 |
| ② 主发动机推力下降故障的控制重构 |
| 2) 基于光纤光栅的运载火箭弹性模态识别——学会建模调参 |
| 3) 轨迹在线规划技术——学会选路径 |
| 4) 基于稳定裕度在线辨识的参数重构控制技术——学会自优化 |
| 5) 分布式多元异构智能计算——箭上强算力 |
| 3.4 “终身学习”控制系统的研究与应用 |
| 1) 基于关联规则算法的数据管理与挖掘技术——学会归纳 |
| 2) 基于全生命周期数据的控制系统自我学习技术——终身学习 |
| 3) 基于自学习的控制系统持续优化技术——自演化 |
| 4 总 结 |
（10）现代科学认识的发生机制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 国内研究现状 |
| 1.2.2 国外研究现状 |
| 1.3 研究的创新点和难点 |
| 1.3.1 研究的创新点 |
| 1.3.2 研究的难点 |
| 第2章 科学认识发生机制的标志和特征 |
| 2.1 科学认识发生机制的标志 |
| 2.1.1 科学认识主体的形成 |
| 2.1.2 认识工具的科学化 |
| 2.2 科学认识发生机制的特征 |
| 2.2.1 人类认识成果的前提 |
| 2.2.2 科学认识工具的杠杆 |
| 第3章 科学认识发生机制的内、外在因素和逻辑因素 |
| 3.1 科学认识发生机制的内在因素 |
| 3.1.1 科学问题是科学认识发生的起点 |
| 3.1.2 科学主体是科学认识发生的中心 |
| 3.2 科学认识发生机制的外在因素 |
| 3.2.1 经验知识启发 |
| 3.2.2 理论知识导引 |
| 3.3 科学认识发生机制的逻辑因素 |
| 3.3.1 科学认识发生机制的多样性和统一性 |
| 3.3.2 科学认识发生机制的逻辑性和直觉性 |
| 第4章 科学认识发生是认识工具“硬件”和“软件”的统一 |
| 4.1 科学认识工具的“硬件” |
| 4.1.1 微观认识工具的广泛运用 |
| 4.1.2 宏观认识工具的精准使用 |
| 4.2 科学认识工具的“软件” |
| 4.2.1 传统科学方法的合理应用 |
| 4.2.2 新时代智能方法的广泛应用 |
| 4.3 科学认识工具“硬件”和“软件”的统一 |
| 4.3.1 科学认识工具“硬件”的功能 |
| 4.3.2 科学认识工具“软件”的作用 |
| 4.3.3 科学认识工具“硬件”与“软件”统一的功用 |
| 第5章 科学认识的理论价值和实践价值 |
| 5.1 理论价值 |
| 5.1.1 认识价值 |
| 5.1.2 伦理价值 |
| 5.2 实践价值 |
| 5.2.1 科学发展的价值 |
| 5.2.2 技术发展的价值 |
| 结语 |
| 参考文献 |
| 作者简介及科研成果 |
| 致谢 |
四、20世纪中国的航天器（论文参考文献）
- [1]航天器对接与捕获技术综述[J]. 王文龙,杨建中. 机械工程学报, 2021(20)
- [2]遥感卫星自主轨道机动与姿轨耦合系统控制研究[D]. 王国刚. 长春工业大学, 2021(01)
- [3]不同质量航天器在连续推力下快速协同交会探讨[D]. 管凯颜. 山东大学, 2021(09)
- [4]基于PD滑模面的姿轨联合航天器近距离交会控制[D]. 姚新志. 山东大学, 2021(11)
- [5]间接法在多特定方向推力燃料最优协同交会中的应用研究[D]. 陕鹏宇. 山东大学, 2021(09)
- [6]航天器进入制导方法综述综述[J]. 胡军,李毛毛. 航空学报, 2021(11)
- [7]美国太空开发中的公私伙伴关系探析[D]. 韩颖琦. 上海师范大学, 2021(07)
- [8]航天器磁悬浮助推发射技术发展综述[J]. 夏陈超,苟永杰. 载人航天, 2021(01)
- [9]航天智能控制技术让运载火箭“会学习”[J]. 包为民. 航空学报, 2021(11)
- [10]现代科学认识的发生机制研究[D]. 关升亮. 吉林大学, 2020(03)