细长物体亚、跨、超声速α∞=0°～90°消除支杆干扰的气动力实验方法研究

关于细长导弹亚、跨、超声速时,α∞=0°～90°范围消除支杆干扰的风洞气动力实验方法研究,重点叙述了消除支杆干扰的必要性、原理和方法,明确超声速和亚、跨声速消除支杆干扰实验方法的理论区别.通过M=0.4和0.8两种Mach数的风洞气动力实验,初步证明:在亚、跨声速情况,消除支杆干扰的风洞气动力实验方法,也能与超声速情况类似获得解决.     

佩吉·惠特森

早期经历：1981年～1986年，惠特森在美国赖斯大学罗伯特·A·韦尔奇博士后工作站做博士后研究课题，完成课题后作为罗伯特·A·韦尔奇博士后工作站研究员继续在美国赖斯大学工作到1986年10月。1986年～1988年，她作为美国国家科学研究委员会（NRC）的驻外研究会员开始她在美国航空航天局约翰逊航天中心的研究工作。     

阿努什·安萨里

早期经历：阿努什毕业后开始在美国著名的通讯公司（MCI）工作（在那里她遇到了她后来的丈夫哈米德·安萨里，他们于1991年结婚。她以自己是伊朗穆斯林和拥有的波斯祖先为荣）。1993年，当电信产业超常发展时，她劝说她的丈夫哈米德·安萨里和她的内弟阿米尔·安萨里利用他们的积蓄和公司退休帐号共同创立了电信技术股份有限公司。     

××型导弹燃气流烧损发射筒的故障分析

定性地分析了××型导弹贮运发射筒严重烧损的原因，从燃气流对发射筒前口盖、前端面的烧损度和理论上建立导弹一适配器动力学模型来分析发射筒严重烧损的原因并提出了改进建议。     

斯蒂芬妮·威尔逊

早期经历：1988年从哈佛大学毕业后，她曾在马丁·玛丽埃塔达航空航天学组织工作了2年。作为一名“大力神-4”洲际导弹运载火箭的载荷和动力学工程师，她负责对飞行过程中的运载火箭和载荷进行耦（合）载荷分析。1990年，她离开马丁·玛丽埃塔达，进入美国德克萨斯州立大学研究所。她研究的主要方向是大型灵活性太空装置的控制与建模。     

成型车刀对45°胶模型槽几何精度的影响

对成型车刀的R型面及其前后角的加工过程进行论述，分析刀具型面加工中产生误差的情况，找出提高刀具制造精度的办法。     

2009年亚太地区商用通信卫星发射前瞻

2008年,全球卫星公司及机构共发射了25颗商用静止通信卫星,创下了自2003年以来全球每年发射商用静止通信卫星数量的新纪录。这些新卫星中,有6颗主要服务于亚太地区,现均已投入商业运行。它们是：中星一9（Chinasat一9,92．2。E）、阿联酋移动通信卫星瑟拉亚（Thuaray3,98．5°E）、俄罗斯快讯一AM33（Express—AM33,96．5°E）、越南卫星一1（Vinasat一1,132°E）、美国原型星一1（ProtoStar一1）卫星（98．5°E）、和日本超鸟一7（Superbird一7,144°E,现改名为Superbird—C2）。     

空气动力学——打开天门的钥匙

所有通过大气层的飞行器，都要利用风洞实验和理论计算来确定它们的空气动力外形和空气动力特性。实验工作者努力发展从亚跨声速到高超声速范围的风洞实验设备，并利用新的观测、显示、信息处理手段，揭示空气的流动现象，为飞行器设计师提供更多、更精确的气动力数据。理论工作者根据空气动力学的原理和各种理论，努力把实验揭示出的空气流动形态概括成数学模型，     

莎伦·麦考利夫

早期经历：麦考利夫1970年获得的第一份教师工作是在马里兰州莫宁赛德市的本杰明·富卢瓦高级中学教美国历史。1971-1978年在马里兰州拉纳姆的托马斯约翰逊中学教历史和公民学。除了教书，她还完成了硕士学位的课程，1978年取得马里兰州鲍威市的鲍威州立学院教育监督与管理文学硕士学位。     

梅·杰米森

早期经历：1981年～1982年7月在洛杉矶南加利福尼亚大学医学中心临床实习。1982年12月前在洛杉矶罗斯·卢斯医学集团医院任全科医生。1983年1月～1985年6月在驻西非维和部队担任医生，其间对当地居民实施医学援助，为当地医务人员办培训班，筹建基础医疗设施，进行乙肝疫苗和狂犬病治疗研究，筹建疾病控制中心和国家健康研究所     

美国成功发射新一代运载火箭

8月21日，美国洛克希德·马丁公司宣布，公司最新研制的“宇宙神”5运载火箭当天顺利发射成功。     

系统联动，重塑责任链条——西南空管“3·26”事件启示

一、西南空管“3·26”事件回顾 2009年3月26日08：16至08：55．西南空管局欧洲猫2000空管自动化系统中断服务，应急自动化系统也不能正常使用．导致成都区域、进近、塔台在此期间退出雷达管制，实施流量控制．造成14个出港航班延误。     

小型微槽道热管90°弯曲前后传热性能比较

针对直径为6mm,长为210mm小型槽道柱状热管通过压扁和弯曲制成的厚度分别为3mm和2mm,绝热段90°弯曲的扁平弯曲热管进行试验研究。对热管的轴向温度分布、极限传输功率、热阻以及蒸发段和冷凝段换热系数等进行了测试和分析。研究结果表明:2mm厚热管在弯曲前后的传热性能基本保持不变。对于圆柱状热管和3mm厚扁平热管,直管在极限状态时,只有靠近蒸发段端点的温度骤然上升;弯管在极限状态下的蒸发段温度呈梯次增加。弯管的极限传输功率小于直管,热阻与直管相近。直管的蒸发段换热系数随着功率的增加稍有增加,在出现传热极限时急剧下降;弯管的蒸发段换热系数随着功率的增加一直下降。无论是直管还是弯管,冷凝段换热系数均随功率的增加稍有下降。     

中国航天科工集团公司8511研究所“×车载电波监测系统”等四项科技成果通过集团鉴定

2007年11月19日，中国航天科工集团公司8511研究所在南京召开了“2007年科技成果鉴定会”。本次鉴定会由中国航天科工集团公司科技质量部主持，邀请了相关单位的20余名专家。会上“×车载电波监测系统”、“Ku波段频率源”、“毫米波频率源”和“×信号侦测系统”四项科技成果通过了鉴定。     

钝头体模型O°—180°大攻角实验技术

引言 钝头体0°—180°大攻角风洞实验技术研究,对于载人宇宙飞船、无人驾驶行星再入体等的气动力设计有着十分重要的意义。鉴于当前常用生产性风洞的尺寸较小,加之小尺寸尾支撑内式天平研制的困难,若仍采用国外通常使用的一种较为复杂的模型、天平与支杆组合的尾支撑方法实验,目前的测试水平难以获得可靠的结果,既麻烦又不经济。由于对以分离流为特征的复杂外形的钝头体,至今还无法通过理论计算来获取可靠的大攻角气动力特性,     

腹支撑对飞行器高超声速试验结果影响的数值计算

用数值求解N-S方程模拟翼身组合体腹支撑干扰流场,研究了高超声速条件下腹支撑对飞行器流场、物面压力和整弹气动特性的影响。研究表明,腹支撑支杆对翼身组合体外形气动特性的影响,比我们通常概念中的影响要小得多,原因在于腹支杆不但在支杆附近产生激波,而且支杆的尾迹对后体及后体弹翼附近流场和表面压力带来很大的影响。腹支杆在支杆附近产生的激波对弹体的轴向力和法向力也产生正的影响,而支杆的尾迹对轴向力和法向力产生负的影响,它们之间的相对大小与来流攻角和Mach数有关,因此在一定的攻角条件下,反而引起轴向力和法向力下降。在本文计算外形和来流条件下,腹支杆的存在使α>1.5°以后的轴向力和α>4°以后的法向力反而下降,α<1.5°的轴向力和α<4°的法向力增大。α>1.5°以后由于支杆引起后体弹翼和弹身上载荷的下降,因此压力中心前移。Mach数越高,支杆的影响稍大。     

钟形返回舱空气动力特性数值模拟

文章基于Euler方程及N_S方程的数值求解方法 ,对返回舱亚、跨声速和高超声速的流场及气动特性进行了数值模拟 ,其中Euler方程数值求解采用二阶Godunov有限体积法 ;N_S方程数值求解采用二阶Harten_Yee格式的差分法。得到同实验值一致的物面压力、气动力系数和在不同速度范围出现的激波、流动分离及旋涡等流场特征。通过完全气体、平衡气体和非平衡气体的流场数值模拟结果分析比较 ,得出真实气体效应对返回舱气动力特性影响较小这一结论。计算结果表明数值模拟方法是预测返回舱气动特性的有效手段     

宽速域变构型高超声速飞行器气动特性研究

为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。     

带控制舵双锥体气动力工程计算方法研究

利用“部件叠加法”发展了一套可以计算带控制舵机动飞行器在超声速和高超声速飞行时的纵横向气动力的工程计算方法。通过对干扰因子和等效攻角等概念的引入,并根据一些数值计算解和风洞试验结果,考虑了舵-体、体-舵间的气动干扰,从而可以计算飞行器组合体的气动力。     

日本“月女神”探测器成功撞月

据人民网2009年6月11日报道，日本“月女神”探测器于北京时间当日凌晨2：25实现撞月。据日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）网站消息，撞月点位于月球南纬65．5&#176;，东经80．4&#176;。由于撞月点位于月球的日影部分，因此有可能观测到撞月瞬间的亮光，JAXA呼吁各国观测机构能够提供对此次撞月的拍摄图像。“月女神”在成功发射后，经历了约10个月的定期运行和7个半月的后期运行，收集到了大量科学数据，JAXA将从11月1日起通过网站逐步公布相关数据。