机场安全考核机制的完善

机场安全管理工作是一项艰难而枯燥的工怍，人需要激励才能发挥出良好的工作状态，如果要长期保持这种状态，就需要建立稳定持续的考核激励机制，尤其应抓好考核机制中的几个细节。老子日：“天下之大，必作于细。”细节不是“细枝末节”，而是用心，是一种认真的态度}口科学的精神。安全是结果，细节是过程，细节决定结果，细节决定成败。     

“众里寻他千百度”——中国民航价格改革的设想

民航价格改革从“犹抱琵琶半遮面”，终于快到“千呼万唤始出来”的时刻。民航总局不因1998年的挫折而“杯弓蛇影”，远离井绳，正在研究新的改革方案。业内同行更应该痛定思痛，由国内外航空公司在价格竞争的连年混战中，悟出几分真谛来。改革既要凭“摸着石头过河”的勇气，也需要科学的态度，及对产业具体情况与特点的洞察力。航空公司是最早引入计算机管理的产业，机票价格之复杂，几近数学上的“哥德巴赫猜想”，令无数行家里手竞折腰。由管制价到市场价的改革过程，孕育着机会，亦隐藏着风险。须广证博议，谋断而行。国内航空运价改革…     

建立统一,有序的航空货运大市场──我国航空货运发展中的问题思考

航空货运被喻为是有效而富于盈利潜力的“朝阳产业”。随着我国改革开放的不断深入，航空货运事业取得了前所未有的大发展，货运总周转量从1983年的2．3亿吨公里发展到1996年的万亿吨公里，13年间增长9．9倍，年均增长率20％以上。在航空货运取得好成绩的同时，我们必须清醒地认识到，我国航空货运还存在着人们对航空货运认识不足，经营管理水平低，经济效益和服务水平有待提高，货运基础设施差等诸多实际问题，呈现出航空货运整体发展滞后于客运，实际发展速度低于预测速度的发展特点。对此，我们必须抱着科学、理性的态度，认真分析和研究…     

关于光孔上螺桩强度问题的探讨

前一期我们曾发表了庆安公司的有关文章。本文就光孔上螺桩的静拉强度、轴向和径向变载的疲劳强度等问题提出了一些看法。光孔上螺桩是一项新工艺,很多单位已推广采用。但由于应用的条件不同,所做的试验不同,因此对于这项新工艺的看法也有不同.我们欢迎各有关单位把光孔上螺桩的试验,生产和使用情况加以总结,提出自己的看法.毛主席教导我们:“对于科学上、艺术上的是非,应当保持慎重的态度, 提倡自由讨论,不要轻率地作结论。我们认为,采取这种态度可以帮助科学和艺术得到比较顺利的发展。”我们相信,光孔上螺桩新工艺一定会在大家的讨论中,得到进一步的完善和提高。     

畅谈中国国防科技工业信息化建设

走工业化和信息化融合的现代化发展道路是历史发展的必然趋势。——工业和信息化部副部长杨学山工业和信息化部副部长杨学山2008年5月26日在出席亚太城市信息化论坛时指出,中国要用科学、系统、创新、求实的态度推进工业化和信息化的融合,走出一条有中国特色的新兴工业和信息化发展道路。     

论新时期高校校报编辑的自身素质

校报编辑应针对高校工作的特点和新闻写作、编校的知识要求，必须具有较高的政治理论水平、高尚的奉献精神、过硬的业务能力、不徇私情工作态度等，这样才能有效地提高校报质量，做好舆论宣传工作。     

现代空间信息科学技术与应用前景

叙述了空间信息科学的的形成与基本概念。讨论了空间信息科学的理论基础和技术体系，从分析空间信息科学与数字地球、社会可持续发展、网络经济和海洋经济的关系出发，展望了空间信息科学的发展。     

如何避免态度测量偏差

从心理学的角度，阐述态度测量过程中影响被调查者作出正确反应的各种因素，并对消除这些因素的影响进行研究，改为进测量设计、提高测量结果的准确性提供依据。     

孔子教育思想述评

本文系统地绍析了孔子的办学思想、教育方针、治学态度、教学方法及教育观的某些缺陷，旨在对当代的学校教育有所启迪。     

科学与技术

从经济方面来说，国家与国家之间的差距往往在很大程度上表现为科学、技术的差距。那么，科学和技术之间的关系怎样呢？整个世界科学技术的发展史，充分证明了科学和技术存在着相互依赖、相互促进。不可分割、不断发展的关系。科学发现和发明，加速了技术的发展进程，决定着技术发展的方向，而技术的进步又对科学理论的发展和完善，提供了良好的物质条件。但是在另一方面，科学与技术又存在着区别。归纳起来主要有“五个不同”。一是表现形态不同。科学一般表现为知识、理论形态，技术则一般表现为物质形态。二是目的不同。科学研究的目的是…     

直升机稳定转弯飞行中的运动学问题研究

阐明了转弯飞行是直升机的基本机动科目,现有的运动学问题研究仅从性能的角度出发,分析转弯过程中的过载、转弯半径等,忽略了转弯过程中的迎角、侧滑角、姿态和角速度等运动参数的变化,因而不能合理地预测转弯过程中旋翼的真实能力、直升机的机动性能及飞行轨迹。文中着重介绍了一种直升机稳定转弯时的运动学分析方法,该方法建立了不同稳定转弯条件下,速度、迎角、侧滑角与过载系数、姿态、角速度之间的关系,定量分析了不同稳定转弯条件对直升机角速度和姿态的影响。     

舰面效应对直升机操纵的影响

舰面效应对直升机的配平操纵和姿态角有很大的影响。基于三维面元法建立了直升机舰面效应模型,可有效用于分析部分地效和倾斜甲板。最后以某型机舰配合为例,分析了舰面效应对直升机配平操纵和姿态角的影响。     

重力辅助环路热管稳态运行特性的实验研究

 随着环路热管应用领域不断扩展,其可能在各种姿态下运行,包括重力辅助姿态。对环路热管在重力辅助姿态下的稳态运行规律和特性进行了实验研究,并同平放及反重力条件下的运行特性进行了比较。通过实验可得出,在重力辅助姿态下,环路热管存在两种驱动模式,即重力单独驱动模式和毛细力与重力共同驱动模式。当热载荷较小时,环路热管工作在重力单独驱动模式,蒸汽管线内为气液两相工质,回流液体对储液器的冷却作用加强,运行温度明显低于平放及反重力条件下之值,热导显著增大;当热载荷大于某一临界值,环路热管工作在毛细力与重力共同驱动模式,蒸汽管线内为单相蒸汽,运行温度同平放及反重力条件下之值基本一致。最后,从环路热管系统压力平衡和储液器能量平衡的角度对上述实验现象进行了解释和分析。     

基于螺旋理论描述的空间相对运动姿轨同步控制

对于姿轨运动存在严重耦合的空间相对接近操作,必须解决相对运动的姿轨同步控制问题。传统的相对姿轨分开建模串行控制方法,忽略了姿轨耦合,控制周期长且姿轨同步性差,显然不能满足要求。基于螺旋理论中的对偶数描述,建立了航天器六自由度相对运动模型,不仅包含了姿轨耦合项,而且形式统一有利于同步控制律的设计。针对模型中的耦合项进行分析,给出了相对姿轨耦合产生的成因。建立了相对姿轨同步误差,考虑模型的非线性,基于非线性反馈设计了一种同步控制律以消除该误差,并利用Lyapunov理论证明了控制律的稳定性。以两航天器交会接近的最后逼近段进行数字仿真,并与PD控制相对比,验证了所提方法的有效性,同时验证了所提方法可以实现姿轨控制的同步收敛,对于空间相对运动的姿轨同步操作具有重要意义。     

弹射救生数值仿真及不利姿态下救生性能分析

 国内弹射座椅救生性能预测分析主要依赖地面弹射试验。由于国内相关试验设备的缺乏,不利姿态下弹射座椅的救生性能很难通过试验获得,因此国内不利姿态下弹射座椅救生性能的分析研究比较薄弱。采用数值仿真的方法对弹射座椅的救生性能进行预测和分析,针对弹射座椅弹射过程的4个阶段分别建立了数学模型,其中自由飞阶段采用四元数法代替欧拉速率方程,以解决传统的六自由度方程出现的奇异性问题。采用四阶龙格-库塔法对数学模型进行求解,计算结果与地面弹射试验结果吻合较好。在此基础上,对某新型弹射座椅的弹射姿态轨迹进行计算,分析研究了弹射座椅在不利姿态下的救生性能,得到不利姿态下弹射座椅救生性能不佳的主要原因是座椅高速稳定性差以及飞机向下的牵连速度和飞机滚转角的影响,并根据分析结果提出了改善弹射座椅不利姿态下救生性能的基本方法。     

风洞模型投放试验轻模型法重力效应影响

风洞模型投放试验是研究超声速机弹分离问题的一种有效手段，相似参数的选取是影响试验准度的关键因素。有初始弹射速度的超声速机弹分离研究中，通常采用"轻模型法"得到模型的运动学及动力学相似参数，但该相似参数中模型重力模拟不足。为了研究重力效应对投放试验结果的影响，采用CTS试验技术对全尺寸真实参数与缩比尺寸轻模型法相似参数条件下得到的结果进行了对比研究。研究结果表明：在载弹与载机分离过程中，载弹位姿相互耦合，垂直下落位移的快慢会影响载弹姿态角的变化；轻模型法相似参数条件下，载弹垂直下落位移较慢，虚拟重力的修正方法只能近似修正下落位移，不能对导弹姿态角进行修正，而姿态角会影响下落的位移；机弹分离安全性方面，轻模型法相似参数条件下的试验结果较真实参数偏危险。     

隐蔽式安装布局涡轴发动机安装损失的飞行试验

为确定轻小型直升机飞行性能评估所需的发动机安装性能损失,对隐蔽式安装布局的涡轴发动机进行了不同直升机飞行姿态的飞行试验。基于试飞数据建立了一套真实飞行条件下涡轴发动机安装损失的计算流程,对比分析了在不同高度和速度下稳定平飞、有/无地效悬停、有/无地效悬停回转、不同高度爬升、不同高度下滑、盘旋、侧后飞等飞行姿态对涡轴发动机安装损失的影响。结果表明：隐蔽式安装布局的涡轴发动机安装损失主要来自进气温升,不同飞行姿态下功率损失为4.3%～20.7%,耗油率相对增量为1.2%～132.7%;功率损失随飞行高度的变化规律不明显,随飞行速度的增大而减小;耗油率相对增量随飞行高度和飞行速度的增大而减小;在近地面的低速飞行姿态下安装损失最小,且受地效影响较小;风速和风向对安装损失的影响较大。     

Inner Attitude Integration Algorithm Based on Fault Detection for Strapdown Inertial Attitude and Heading Reference System

This article proposes a new inner attitude integration algorithm to improve attitude accuracy of the strapdown inertial attitude and heading reference system(SIAHRS), which, by means of a Kalman filter, integrates the calculated attitude from the accelerometers in inertial measuring unit(IMU), called damping attitudes, with those from the conventional IMU. As vehicle's acceleration could produce damping attitude errors, the horizontal outputs from accelerometers are firstly used to judge the vehicle's motion so as to determine whether the damping attitudes could be reasonably applied. This article also analyzes the limitation of this approach. Furthermore, it suggests a residual chi-square test to judge the validity of damping attitude measurement in real time, and accordingly puts forward proper information fusion strategy. Finally, the effectiveness of the proposed algorithm is proved through the experiments on a real system in dynamic and static states.     

挠性多体航天器姿态动力学建模与分析

针对带有多个挠性附件以及天线转动机构的卫星等多体航天器．利用伪坐标Lagrange方程建立了系统的姿态动力学模型。通过仿真计算．分析了星体与天线运动的耦合特性．以及挠性附件干扰对卫星姿态的影响．验证了数学模型的正确性。     

无人机航向测量的罗差修正研究

 针对数字式磁航向测量系统在无人机上的应用,系统地研究了任意姿态下的罗差修正问题。通过分析罗差形成的原因,提出一种更为简单的罗差修正方法和确定罗差系数的工程方法。为了减少试验工作量和试验数据的错误,用计算机检验罗差系数的正确性,并提出试验数据正确性的检验方法。实验结果表明,该方法是很有效的。这种方法不仅可用于无人机,也可用于车辆、轮船等其它运载工具。