德尔它4H未能将有效载荷送入轨道

波音一次性运载系统公司的德尔它4H／4050H重型运载火箭2004年12月21日在卡纳维拉尔角空军基地进行了首次鉴定飞行。但由于火箭第一级推进系统过旱关机，重5993千克的“验证星”模拟有效载荷(又称“重型运载器实用发射业务验证有效载荷”，即HLVOLSDP)以及由新墨西哥州立大学、亚利桑那纠1立大学和科罗拉多大学博尔德分校共同研制的各重15千克的技术试验卫星“三角星”(3CSat)1和2都未能进入轨道。     

提拉式垂直弹射系统中制动锥的力学特性研究

分别采用有限元方法和压力实验机研究了制动锥的力学特性，理论和实验的结果基本一致，这表明所建有限元模型具有一定的合理性。另外还根据实验结果，分别对制动锥的渐进屈曲和渐进屈曲后的力学特性进行了曲线拟合，最终得到了该制动锥完整而又简洁的力学表达形式。     

项目管理思维在民航机场设计中运用的构想

随着社会的发展与进步，我们日常的各项工作越发成为集体协作去完成具有明确目标、独特性质的任务，并对时间进度、成本和质量有更多详尽的要求，工作任务本身往往是一次性完成，在其过程中有许多不确定因素对任务工作产生或多或少的影响。基于以上，人们引入了项目和项目管理的概念和操作思维。使得几乎在所有的领域都开始风靡项目管理的理论和思路。可以说一切皆为项目，项目管理成为解决工作管理的主要有利手段。     

大展弦比弹性飞机着陆特性影响因素分析

安装点广义位移、结构阻尼系数和机体弹性振动频率对着陆冲击能量耗散效率有显著影响。以大展 弦比全球鹰无人机为例,基于拉格朗日方法建立刚弹耦合的弹性飞机动力学方程,对各模态质量、广义安装位 移、频率和结构阻尼系数等参数下的着陆特性进行仿真,分析各模态质量、广义安装位移、频率和结构阻尼系数 参数对缓冲器载荷和能量耗散时间的影响。结果表明:模态质量越小,安装点广义位移越大,缓冲器载荷越小; 安装点广义位移越大,结构阻尼系数越大,弹性振动频率越小,着陆冲击耗散速率越快。     

太空雄鹰首飞——纪念航天飞机首次飞行30周年

与苏联走的航天道路不同,从1972年起,美国开始全力研制航天飞机这一可部分重复使用的新型载人航天器,认为它能取代一次性使用的运载火箭和宇宙飞船。 2011年4月12日,不仅是世界第1艘载人飞船上天50周年纪念日,也是世界第1架航天飞机上天30周年纪念日。1981年4月12日世界第1架航天飞机——哥伦比亚号成功地进行了处女航行,从而宣告这种运载能力巨大、乘坐舒适的新型天地往返运输器正式投入使用。     

美国一次性使用运载火箭近况

20 0 1年 ,美国共完成了 1 9次一次性使用运载火箭和 6次航天飞机发射任务 ,其中包括国际海上发射服务公司使用天顶 -3 SL海上发射系统进行的 2次商业发射任务 ,2 5次发射获得了 92 %的发射成功率 ,发射数量和成功率均不如以前。1 999年 ,美国发射了 3 1个运载器 ,发射成功率达     

里程实名兑换 账户更加安全

自2010年1月1日起．“国航知音”特别推出“实名制里程兑换”计划。会员可通过“国航知音”网站设置除本人以外的8名“里程受让人”．在使用里程兑换航空奖励时．可为预设名单中的亲友兑换奖励,很大程度上提高了里程账户使用的安全性。首次通过网站建立受让人名单的会员．享有一次性里程奖励500公里。     

月球探测器软着陆机构

综述了月球探测器软着陆机构的应用与发展现状。介绍了软着陆机构的性能要求和组成,并根据着陆腿结构和缓冲器种类对软着陆机构进行了分类。讨论了着陆器主体设计、着陆腿结构和缓冲器的模块化设计。阐述了着陆器发射、在轨飞行、着陆和着陆后阶段的动力学研究内容。分析了缓冲器设计、着陆机构基本构型设计,以及缓冲器与基本构型主要参数配置等关键技术,对月球探测器软着陆机构设计有一定的参考意义。     

起落架落震试验修正案的影响分析及验证思路研究

起落架是飞机的重要组成部件,起落架缓冲器的设计好坏必须经过落震试验的验证。2001年5月9日FAA颁布的N0．25-103修正案对起落架落震试验要求进行了修订。本文对该修正案提出的原因进行说明,并以修正案的内容为基础,与CCAR-25-R3版进行详细地对比和影响分析;通过对起落架动态特性的解析,提出起落架落震试验修正案的验证思路。结果表明：落震试验方法没有本质变化,但是对于试验目的提出了更为严格的要求。研究结果可为起落架落震试验的验证提供一定的技术参考。     

基于一次性微冲量推力器阵列的卫星低频 振动抑制与控制

为了解决挠性卫星受扰后的主动振动控制问题,提出将一次性微冲量推力器阵列（DMITA）作为控制执行器安装在卫星太阳帆板上,其具有体积小、成本低、功耗低的特点.介绍一次性微冲量推力器主动振动控制系统（DMITAVCS）的初步应用方案,用混合坐标法推导装有DMITAVCS的挠性卫星姿态动力学方程,并给出能量最优的DMITA位置配置准则.数值仿真结果表明DMITAVCS能够快速抑制挠性卫星受扰后姿态和帆板的振动,主要得益于安装在帆板上的一次性微冲量推力器阵列（DMITA）能够产生较大的姿态驱动力臂.