载人航天器热排散方式分析

为优选载人航天器热排散方式,对比分析了空间深冷环境、月面赤道附近清晨和月面赤道附近月午3种热环境下,使用水升华器、辐射器和辐射器+热泵3种热排散方案的效果与系统代价。结果表明：短期任务使用水升华器质量代价较小;热泵可以显著提高辐射器散热能力,且提升效果随太阳高度角上升而增加;但使用热泵能耗较大。因此,需根据任务规模、周期和航天器供电能力对热排散方案的选用进行综合评估。     

蓝箭航天液氧甲烷发动机研制进展

探讨了国内外商业航天运载火箭及其发动机的发展情况,研究比较了液氧甲烷、液氧煤油和液氧液氢等推进剂组合,提出液氧甲烷是商业航天、未来可重复使用液体火箭发动机的发展方向和最佳选择。分析了液体火箭发动机推力选择的原则,确定了蓝箭航天液氧甲烷发动机的推力为80 t和8 t。比较了燃气发生器循环、补燃循环及膨胀循环等动力循环方式,选择了燃气发生器循环的技术方案。介绍了蓝箭航天两型液氧甲烷发动机的总体方案、性能指标、技术创新点、用途和研制情况。     

一种卫星高承载布局设计方法

卫星有效载荷承载能力是卫星平台的核心能力之一,目前集成度、空间利用率和散热效率较低的布局设计制约了卫星承载能力的提升。针对这一问题,文章在分析高承载布局设计原则的基础上,提出了一种卫星高承载布局设计方法,从提高集成度、空间利用率和散热效率三个方面进行优化。经北斗三号卫星导航系统地球静止轨道(GEO)卫星应用验证,结果表明:卫星有效载荷承载能力大幅提高。可以为我国现有及新一代卫星平台布局设计提供参考。     

近距平行跑道配对进近方式的安全区域

为了提高我国近距平行跑道的运行效率,对配对进近方式的安全区域进行研究.根据配对过程中快机和慢机的相对运动关系和速度特征,将配对进近分为快机不可超越慢机和快机超越慢机两种方式.将慢机作为参考量,分析快机的相对运动状态,定性地给出两种配对方式的安全区域范围.在此基础上,考虑慢机错误地闯入快机航向道,建立防撞安全边界计算模型;考虑配对前机在最大不利侧风影响下的尾流对后机的影响,建立尾流安全边界模型.利用虹桥机场的相关数据,采用C类航空器B737-800,D类航空器B747-400作为配对进近的两架飞机,对模型进行验证.结果表明:该方法可以实现实时定量地计算两种配对方式下的安全区域范围.     

星载合成孔径雷达遥感技术进展及发展趋势

从品质因子、极化方式、定量化程度、信息获取维度等方面,对现有星载SAR技术发展阶段进行划分,给出了不同发展阶段星载SAR的特征和典型工作模式,并对新一代星载SAR技术发展趋势进行了分析。最后,简要介绍高分三号(GF-3)卫星的基本特性,并分析高分三号卫星所处的发展阶段和历史地位。     

资讯

正国航举办2016年国际产品营销推广会2016年9月1日,中国国际航空公司华北营销中心举办"国际产品营销推广会",国航华北营销中心正式推出了自主打造并运营的旅游产品品牌"AIRCHINA爱TRAVEL"。国航赋予该品牌的定位是:品牌代表着"新的旅行体验、新的旅游方式、新的生活态度";改变航空公司纯机票的销售模式;运用新媒体进行产品营销,实现旅游产品国航渠道在线预订;同时,国航与旅游局、机场、旅行社等合作方在     

燃气-液压混合驱动的大型起竖系统内弹道设计

针对传统起竖方式起竖缓慢、装机功率大等问题,提出了一种燃气与液压方式混合驱动的起竖方案,并结合机械结构实际,建立了起竖系统的整体动力学模型;参照起竖过程目标曲线,采用线上匹配参数、线下修正弹道的方案,重点对起竖系统内弹道进行了设计:将系统微分方程嵌入遗传算法程序,龙格库塔方法在线求解,遗传算法进行实时寻优,并对解算结果作了三种方式的修正,通过对比分析,最终确定了一种药柱燃烧8s且在15s时进行动力切换的燃气-液压混合动力起竖方式。数值试验结果表明,该方式可在22.3s内实现负载起竖到位,相比于传统方式,大大缩短了起竖时间,具有理论可行性,可为实现大型装置快速、平稳起竖提供参考。     

快件监管系统的设计和实现（下）

系统中编写后台监控程序，实时响应主PLC的分拣数据请求。快件被导入分拣托盘前，主PLC通过DDE方式向后台监控发送请求验放指令信号，并将快件的ID号发送到后台监控。     

冲击加我斜孔双层壁冷却方式流量系数研究

为了获得冲击加多斜孔双层壁冷却方式的流量系数,分别对两种孔排列方式的冲击和多斜孔实验板组合成的四组双层壁模型的相似理论指导下进行实验。研究压力参数从０变化到８０时,流量系数的变化情况。另外讨论并分析了主流流量、孔排列方式、双层壁缝高的变化对流量系数的影响程度。为燃烧室设计和壁温预估提供依据。     

应用于混合排气涡扇发动机建模的容积法改进

使用容积法建立混合排气涡扇发动机模型需要选取容积与转子来计算发动机的状态量,为压气机及涡轮部件的特性图插值与计算提供输入数据。旧的容积选取模式需要通过近似计算步骤间接得到混合室入口内涵气流的状态量,降低了模型的精确度。提出了一种新的低压涡轮后容积的选取方式,可以直接计算混合室入口内涵气流的状态量,提高了模型的精确度。以基准模型为参照的仿真验证显示,将旧的容积选取方式更换为新的容积选取方式使得模型的仿真误差从10－2等级下降到10－6等级。