Zenith Pass Problem of Inter-satellite Linkage Antenna Based on Program Guidance Method

While adopting an elevation-over-azimuth architecture by an inter-satellite linkage antenna of a user satellite, a zenith pass problem always occurs when the antenna is tracing the tracking and data relay satellite （TDRS）. This paper deals with this problem by way of, firstly, introducing movement laws of the inter-satellite linkage to predict the movement of the user satellite antenna followed by analyzing the potential pass moment and the actual one of the zenith pass in detail. A number of specific orbit altitudes for the user satellite that can remove the blindness zone are obtained. Finally, on the base of the predicted results from the movement laws of the inter-satellite linkage, the zenith pass tracing strategies for the user satellite antenna are designed under the program guidance using a trajectory preprocessor. Simulations have confirmed the reasonability and feasibility of the strategies in dealing with the zenith pass problem.     

三维内转式进气道对双旁进气飞行器力矩特性的影响分析

为了研究三维内转式进气道对飞行器力矩特性的影响规律,对一系列设计状态为Ma=6.5的内转式进气道展开力矩特性研究。对不同布局形式,进气形式以及基准流场中心体的内转式进气道对飞行器力矩特性的影响展开分析研究。研究结果表明,对于内转式进气道而言,有连接板的水滴型进气道双侧布局力矩特性较优,且容易满足飞行器总体需求;布局形式对进气道的力矩特性影响最显著,进气形式对侧滑力矩的影响比基准流场中心体影响更明显,而抬头力矩和滚转力矩受基准流场中心体影响更加突出;中心体在0~0.1Rs(Rs为基准流场入口半径)变化时,抬头力矩变化不大,而在0.1~0.2Rs抬头力矩变化明显。     

美国改进型一次性运载火箭发展概况

介绍美国新一代运载火箭系列的研制计划。该计划的目的是替代重型“大力神”、中型“德尔它”和“宇宙神”运载火箭系列，使成本降低到现有运载火箭的２５％～５０％。改进型一次性使用运载火箭的第一次发射预定在２００１年。     

LE-500飞机尾旋试飞的体会

按CCAR-23部适航审定要求对LE-500飞机进行了尾旋试飞。结合LE-500飞机试飞实践，阐述了尾旋试飞的进入和改出，以及退出俯冲的具体操作方法。就尾旋试飞的全过程，即从试飞前的准备到空中实施动作及安全注意事项等进行了总结，提出了新研制的小型飞机尾旋试飞工作的程序和建议。     

超硬铝合金整体精车加工成型壳体及其轴压稳定性研究

本文首先简要讨论了飞行器壳体采用超硬铝合金材料、整体精车加工成型设计出优点，它对小尺寸再入飞行器设计有重要意义和应用价值。接着对超硬铝合金ＬＣ４整体精车加工成型壳体进行较详细的研究。给出了六个试件的轴压试验结果，并用小样件统计方法进行了统计分析。试验结果表明：与过去试件的试验结果相比，临界应力系数提高近一倍。散布度明显减小。对临界应力系数给出的强度变差系数值和概率下限值可供设计使用。     

NUM-1060 Ⅱ CNC系统自动回零程序设计

本文介绍了采用NUM-1060ⅡCNC系统，在设计制造CX600数控车铣加工中心过程中，通过E变量判断回零状态，调用Part功能子程序，完成自动回零的方法。该方法切实可行，已用于生产实际。     

论Ada对DOD国防系统软件开发标准的适应性

Ada语言与DOD-STD-2167A是美国国防部(DOD)在软件方面最重要的两个标准,对它们之间的一致性与适应性进行研究是很有必要也很有意义的。这项研究的关键是研究Ada程序结构与DOD-STD-2167A静态结构的适应性。为此,本文首先详细分析了DOD-STD-2167A的静态结构,然后研究了Ada程序结构对这种静态结构的对应问题,指出了对应中存在的问题,在此基础上引入了库单元的概念。本文最后讨论了与DOD-STD-2167A相适应的Ada软件开发策略。     

数控车床长度补偿功能的使用研究

数控车床上坐标指令（G92、G54～G59）与刀具长度补偿功能（Txxyy,调用xx号刀具和yy号刀补）不能同时使用,当调用后者时,前者指定的工件原点自动失去作用,与数控铣床上两者的使用方法不同.数控车床的对刀方法有其特殊性.本文介绍数控车床上对刀操作,长度补偿值的设置方法,说明长度补偿与编程坐标系原点的关系,长度补偿功能的使用技巧.     

基于空间两点的视觉自主着陆导引算法设计

为提高无人机着陆效率,从着陆速度向量场和导引律设计两方面研究改进。首先,基于椭圆设计速度向量场,实现飞行路程更短、机动性能要求更低的着陆轨迹。然后,基于像素坐标系与机体坐标系的关系,设计无人机的航迹方位角指令;以椭圆切线方向为参考,结合合作矢量特征,设计航迹倾斜角指令;利用图像信息,设计速度大小指令。最后,理论比较了传统轨迹与提出轨迹对方向机动性性能的要求,给出了轨迹参数与无人机方向机动性性能的关系。利用Simulink搭建系统仿真平台,计算满足要求的合作矢量特征。结果表明,无人机以曲线轨迹准确软着陆到目标,满足实际运用的需要。