基于星光角距/激光测距的卫星组合导航方法

为了进一步提高卫星天文自主导航精度,提出了一种利用激光测距辅助的天文组合导航方法。激光测距能够直接获取卫星到地面参考信标的高精度距离信息,在以星光角距为观测量的天文导航系统中引入激光测距辅助数据,可以拓展滤波器观测量的维度,从而改善滤波效果。由于组合导航系统为非线性系统,为避免泰勒展开线性化引起的二阶截断误差,采用UKF滤波方法进行组合导航系统信息融合。仿真结果表明,所提出的组合导航方法能够明显提升导航精度,改善滤波性能。     

欧盟航空ETS争端日趋白热化

2012年1月1日,欧盟航空ETS将进入首个执行期。在执行期日益临近的同时,全球航空业的反对行动可谓愈演愈烈。始于2009年底的美欧诉讼:美国航空运输协会携三家成员公司,将管理成员国——英国告上法庭。原告认为被告单方面将该规定扩大至非欧盟航空公司,违反了《芝加哥公约》、《京都议定书》以及美欧天空开放协定的规定,欧盟无权约束美国航空公司,更无权对大西洋上空的排放实施管理。前不久,欧盟法院以正式公     

采用JAVA语言向LDAP添加目录的实现方法研究

首先介绍了LDAP目录树的结构,并对照关系数据库分析了LDAP的结构及其对应关系,然后采用JAVA语言,阐述了利用3种不同的接口方法向目录树中添加条目的主要原理以及实现方法,并对其中的一些性能进行了对比实现集中。     

警惕欧盟利用排放交易全球扩张

欧盟宣称,其排放交易机制(EU ETS)是履行京都议定书承诺,利用市场交易机制平衡排放需求,降低欧盟整体减排成本的有益尝试。该机制自2005年开始运行,至2012年末,将完成第二个交易期。在前两个交易期中,这一市场经历了从创建到完善的过程。欧盟排放交易机制逐步被业界评论为全球碳交易的典范,为欧盟在应对全球气候变化问题方面起到了极为积极的作用。     

超高温NiAl合金锥形薄壳件制备成形一体化新工艺

针对NiAl合金板坯制备及板坯成形锥形薄壳件存在的材料流动及组织性能控制困难的问题,提出了一种制备成形一体化新工艺。该工艺是将塑性成形和反应合成在同一工步中,即先将Ni/Al叠层箔置于模具中进行塑性成形,随后对成形的Ni/Al叠层箔原位加热加压反应合成NiAl合金薄壳件。采用三维扫描仪及Geomagic Studio/Qualify对锥形薄壳件的形状精度进行了分析,采用扫描电子显微镜( Scanning Electron Microscope, SEM )和电子背散射衍射( Electron Backscatter Diffraction, EBSD )技术对其微观组织进行了表征,并对构件的高温力学性能进行了测试。结果表明,采用该新工艺制备的锥形薄壳件成形效果良好,整体型面偏差尺寸在±0.1 mm以内;构件沿轴截面壁厚平均偏差为0.012 mm,沿横截面壁厚平均偏差为0.072 mm,构件轴截面壁厚分布均匀性及组织成分均匀性高于横截面。构件高温力学性能稳定,1000 °C时平均屈服强度为77.8 MPa,平均抗拉强度为82.6 MPa。NiAl合金构件的微观晶粒形貌与Ni箔的初始热处理状态及Ni/Al箔的初始厚度有关,未退火的Ni箔将延缓粗晶区晶粒的长大,减小初始箔材厚度可实现晶粒的进一步细化。     

三维变质心非交互控制的可实现性分析

为解决变质心三通道姿态跟踪问题,研究了三维变质心非交互式控制问题的可实现性。首先,基于矢量力学建立了变质心飞行器的仿射非线性模型;其次,通过推导和分析系统的解耦性矩阵,研究了三维变质心非交互控制的可解性问题,其间定义了变质心非交互控制的直接解耦性矩阵、奇异集及奇异特征参数,给出三种变质心非交互控制实现性类别及按照奇异集进行分类的判断方法;最后,通过数值分析和符号运算研究了变质心总体参数对奇异特征参数的影响,并从中得到了一些有用的结论。本文的研究揭示了变质心非交互控制可实现性的主要影响因素,并为变质心总体参数的优化设计提供了参考。     

NiAl合金锥筒内压胀形–原位反应一体化成形工艺研究

针对NiAl合金板坯制备及复杂薄壁构件二次成形困难的技术难题,提出一种成形与原位反应一体化成形新工艺制造NiAl合金薄壳件,即先将Ni箔与Al箔交替堆叠置于模具中,再在固体颗粒介质作用下塑性成形,然后使成形后的Ni/Al叠层薄壳件继续停留在模具中,在固体颗粒介质压力作用下加热使Ni/Al叠层发生原位反应合成NiAl合金,从而制得NiAl合金薄壳件。采用扫描电子显微镜（SEM）与能谱仪（EDS）对构件微观组织进行表征,并对其高温力学性能进行测试。结果表明,采用该方法制得的NiAl合金锥筒由单一NiAl相构成,厚度方向上粗晶层与细晶层交替排布,为典型的双峰组织,无孔洞等缺陷。构件硬度为317HV且分布均匀,1000℃抗拉强度为71MPa,延伸率可达74%。     

航天测控软件动态质量评估模型研究

以ISO/IEC 25010:2011模型为支撑,对航天测控软件各研制阶段分别建立了质量评估指标,采用层次分析法计算质量特性指标权重。针对航天测控软件的功能及产品特点,建立了基于反馈机制的航天测控软件质量综合评估模型。应用结果表明,该模型具有较强的适用性,可以较为全面地评估航天测控软件质量,模型的应用有效促进了软件产品最终质量的提高。     

固液火箭发动机车轮形装药参数化设计与内弹道性能研究

装药设计和内弹道性能特性研究可为固液火箭发动机的设计和优化提供基础。建立了固液火箭发动机装药设计和内弹道计算的流程与方法,根据燃面退移规律,获得了车轮形装药燃烧面积、药柱通道面积等参数随燃去肉厚的变化关系。针对给定的设计指标及动力系统方案,开展了有中心孔车轮形、无中心孔车轮形、双D形及管形装药方案设计。计算结果表明:在相同的设计要求下,车轮形装药具有更大的燃烧面积、更高的装填分数及更小的药柱长径比;管形装药的氧燃比、燃烧室压强、推力等性能参数随时间变化更小;减小药柱外径可提高管形、双D形装药的装填分数,但同时会提高药柱的长径比。研究结果对车轮形装药固液火箭发动机内弹道特性及规律的认识可起到较好的支撑作用。      

高温引气对亚燃冲压燃烧室性能影响的研究

将高温引气加热煤油的方法、凹腔火焰稳定器和支板喷注器结构应用于亚燃冲压发动机燃烧室中,以提高煤油的点火能力和火焰稳定性。采用有限体积方法求解雷诺平均N-S方程及组分方程,对无引气和有引气时燃烧室内的流场结构进行了数值研究,对比研究了引气温度对燃烧及发动机性能的影响。研究发现,引气温度越高,燃料喷注对流场和温度场的影响越小,燃料分布越均匀;与无引气相比,引入高温气体虽然使总压恢复系数有所降低,但是混合效率、燃烧效率和燃烧室比冲都有提高;特别是有引气(煤油温度T=500K)时,在喷注点后X=480mm处混合效率提高了7.03%并混合完全,在燃烧室出口总压恢复系数降低了5.34%,燃烧效率和比冲分别提高了17.51%和20.29%。引入高温气体加热液态煤油省略了煤油的雾化和汽化过程,增强了燃料与空气掺混,改善了燃烧稳定性,有利于提高燃烧室整体性能。