天地一体化4G移动通信运营商最新发展动态

在2011年度美国国情咨文中,奥巴马提出将4G网络覆盖98%的美国家庭作为未来目标之一。美国4G网络的快速发展和辅助地面组件(ATC)技术的成熟应用,使得越来越多的卫星运营商致力于提供天地一体化的4G移动通信服务。在建设过程中,主要的天地一体化移动通信运营商都发生了不同程度的变化,并获得了一些值得总结的经验和教训。     

CimatronE软件针对模具设计与制造的一体化解决方案

模具设计与制造应该向着一体化、专业化、集成化方向发展,从而达到无图纸化作业、少放电加工的目标。先进的制造技术手段和高效的管理会在整个模具制造流程中起到非常重要的作用。只依靠劳动力低廉、搞人海战术的手工操作已经不能适应当前模具业、制造业发展的需要。随着人力成本的提高、专业人才的短缺,企业需要改变以前的工作模式、流程,才能使企业有新的突破,有更快的发展。     

质量、环境及职业安全健康管理体系一体化的探讨

我国入世后 ,企业能否在全球经贸活动中生存、竞争、发展 ,消除参与国际竞争的绿色贸易壁垒 ,质量 (Q)、环境 (E)及职业安全健康 (OSH)问题已成为不可回避的难点 ,也是必须克服的重要障碍。提出ISO90 0 0、ISO1 40 0 0、OHSMS三大管理体系一体化的问题 ,探讨一体化的背景和良好条件 ,分析其面临的困难 ,给出相关建议 ,并展望了现代企业管理及其体系整合一体化的前景。     

IPv6技术在空地通信系统中的应用

当前的空地通信方式已无法适应航空业的迅速发展。针对这一问题,本文提出建立基于甚高频数据链模式二(VDLM2)的IPv6通信系统,以将IPv6技术应用到空地通信系统中；并给出了IPv6/VDLM2通信系统的体系结构。然后,利用VDLM2的OPNET仿真模型,分析了IPv6/VDLM2通信系统的容量。分析结果表明,在给定条件下,IPv6/VDLM2通信系统可允许大约100架飞机同时与单个地面站进行通信。     

电视遥控制导导弹作战效能评估与仿真

建立了电视遥控制导导弹作战效能的仿真模型,对电视遥控制导导弹进行了全弹道的三维数字仿真计算.运用蒙特卡洛法得到了毁伤概率、命中精度和达到指定毁伤概率所需导弹数等作战效能评估指标,并分析了影响其效能指标的若干因素.仿真结果表明,电视遥控制导导弹命中精度高,毁伤概率大.     

麻雀导弹引信系统性能分析

分析了麻雀导弹引信系统设计思想、引战配合及抗干扰性等技术性能,指出了其设计特点及存在的不足,并提出了相应的改进设想,以期对国产导弹引信系统的相关设计有所借鉴.     

“二○○七年航天测控技术研讨会”情况简报

2007年9月5日至9日，中国宇航学会飞行器测控专业委员会在杭州召开了以“天地一体化测控技术”为主题的“2007年航天测控技术研讨会”。专委会名誉主任委员沈荣骏院士、总装司令部测控局马志强副局长、军训局聂嗥局长等领导及重庆大学杨士中院士等知名专家专程到会指导，专委会顾问、委员及来自总装各试验训练基地、总参、军兵种、航天科技集团、电子科技集团、中科院系统各有关厂所，及国防科技大学、南京大学、西北工业大学、北京航空航天大学等相关高校的专家、代表共一百三十余人参加了会议。     

旅客机／涡扇发动机设计参数一体化选择研究

依据旅客机的典型飞行剖面、适航性以及国际民航组织的规范，建立了旅客机／涡轮风扇发动机设计参数一体化选择的计算方法和程序，此方法按照旅客机的商载、航程等营运需求，以满足飞行任务条件下经济性最好为目标，优选飞机的起飞推重比、翼载以及发动机循环参数等，对选出的旅客机／发动机机方案，可对其航线飞行性能进行模拟，计算轮档燃油、轮挡时间以及一发失效的升限。本方法和程序可用于民用涡轮风扇发动机的方案设计和性能分     

连续纤维增强热塑性复合材料热压成型工艺研究进展

连续纤维增强热塑性复合材料（CoFRTP）具有损伤容限高、成型周期短及可回收利用等优点,在航空航天及新能源汽车等领域能够规模化应用。热压成型工艺因其高效率、低成本的优势得到广泛的关注,但由于该工艺涉及成型参数多,以及成型过程中材料大变形、非线性、多相变等多场耦合的特点,所制构件易产生褶皱、纤维开裂及外形尺寸变形过大等质量缺陷,对构件力学性能的稳定及后期装配带来极大挑战。为克服传统试错法低效率、高成本的缺点,提高热压成型设计效率,本文重点对热压成型工艺及其相应有限元数值仿真方法进行综述。本文从CoFRTP应用现状及制造关键、热压成型工艺过程分析及研究现状和热压成型工艺仿真方法 3个方面展开,最后对后续的研究工作进行展望。本文将为CoFRTP高效率和高质量成型提供理论指导,对相应的结构设计和工程应用起到推动作用。     

复合材料飞机机身工装模具一体化设计及验证

针对RX1E复合材料轻型飞机一体成型、胶结连接为主的工艺特性,进行了工艺方案的总体设计,包括装配顺序的确定和装配工装基准的选择等。其次,进行了一体化工装的结构设计,细化了制件模具的成型方案和结构零件的定位夹紧形式。最后,重新进行了尾翼、阻力板等较小部件制造,对一体化工装的实际使用进行了验证,类比分析了工装模具一体化的方案在复合材料结构轻型飞机机身上的技术可行性和先进性。研究成果可为复合材料飞机工装提供设计思路和参考。