第11届环太平洋地区国际空间会议在北京召开

2007年5月16日，由中、美、日三国宇航团体共同发起的第11届环太平洋地区国际空间会议在北京召开。 中国探月首席科学家、中科院院士欧阳自远称，我国探月二期工程将发射软着陆器和月面巡视探测器。软着陆器在着陆区进行就位探测，月面巡视探测器进行巡视探测。     

改善嵌入式实时内核性能方法的比较

针对Linux系统在实时应用中的技术障碍,首先分析嵌入式内核实时性不足的主要原因.然后分析和研究了多任务,双内核和任务分割三种改善嵌入式实时性能的不同方法,并对它们各自的优缺点进行比较.研究表明,嵌入式实时内核性能有很大的改进空间.     

基于Java语言的GIS系统在电信网管系统中的开发应用

随着计算机和通信业的迅速发展,人们对电信网络管理系统的要求越来越高,不仅需要拓扑图的显示,还要求系统能进行快速的故障定位,所以要求网管系统能与GIS系统结合.本文介绍了基于java语言的GIS系统的开发过程,及如何将GIS集成到综合电信网管系统中,并就实际开发中出现的问题提出相应的解决方案.     

“卡西尼”牵手土星

价值连城的美国大型空间探测器“卡西尼”(Cassini)在经过长达约7年、航行几十亿千米的星际历程之后，终于在2004年7月1日进入土星轨道，开始它4年的环绕飞行。大约6个月后．该探测器将释放所携带的子探测器“惠更斯”(Huygens)．它穿过浓密的大气到达土星的一个叫“泰坦”(Titan．又叫土卫6)的卫星，它们的主要任务是研究土星光环的三维结构和动力学状态．分析土星卫星的表面成分和地质史等。来自美国和欧洲的科学家将借助“卡西尼”携带的两架相机对土里的特征，卫里和光环作更深入的研究。     

基于动力学边界的结冰飞机安全预警方法

结冰严重破坏飞机的动力学特性，使飞机的非线性和动力学耦合特性表现明显，导致传统的安全预警方法无法准确有效地评估飞行存在的潜在风险，易引发飞行事故。为解决此问题，提出了一种基于动力学边界的新型安全预警方法，该方法可综合考虑飞机的动力学耦合特性，可为结冰飞机的实时安全预警系统的构建提供有力的理论支撑。首先，基于微分流形理论确定结冰飞机精确的动力学边界，并详细分析了飞机结冰对动力学边界的影响；其次，利用动力学边界相对距离对飞行风险进行量化，结合动力学边界的特性确定了安全预警的方法；最后，搭建了飞行仿真训练系统，并以着陆为训练科目，通过与传统迎角安全预警方法对比，得到基于动力学边界安全预警方法的优越性。研究结果表明，相比于传统迎角限制方法，动力学边界安全预警方法可提前发现飞行中存在的潜在风险，且基于此方法的飞行训练系统可对驾驶员进行结冰安全操纵训练可提高结冰飞机的飞行安全。     

Novell计算机教学网络的管理

介绍NetWare3.12计算机教学网络的环境建立、应用软件安装以及管理维护等方面的工作要点。     

气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

非开普勒轨道下卫星交会变轨决策研究

针对卫星在非开普勒轨道下的运动特征,提出了研究卫星交会变轨决策的方法。首先,在Hill坐标下,采用比例导引方法求解卫星进行变轨机动时所需要的速度增量。然后,再通过Lagrange插值算法解出卫星在任意特征点上变轨机动所需要的速度增量,根据数字仿真得出大量的仿真数据并画出满足变轨决策条件的决策曲面。最后,对决策曲面的涵义做出分析,说明了该方法对于研究非开普勒轨道下卫星变轨决策问题具有一定的意义。     

运载火箭尾段防热/承载一体化热防护系统设计及性能分析

先进热防护技术是可重复使用运载火箭研制的关键技术之一,具有高结构效率的防热/承载一体化热防护系统是运载火箭极具潜力的备选热防护方案。本文系统地总结了可重复使用运载火箭尾舱段防热和承载两方面的设计要求,设计了一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护系统。开展了运载火箭尾段一体化热防护系统设计,进行了代表性单胞结构的高温环境地面试验,揭示了复合材料一体化热防护系统的防隔热机理。同时施加力学和热流载荷,利用有限元方法对运载火箭尾段进行了热力耦合分析,获得了尾段结构的温度场、应变场和应力场。结果表明:在典型载荷工况下一体化热防护系统内壁温度保持在89.2℃以下,内部最大应力不超过9.53 MPa,安全系数达到1.89。