空中发射初始状态对运载火箭有效载荷的影响

空中发射可以明显提高火箭有效载荷,减少火箭发射场地的数量和高额的维护经费,缩短发射周期。本文研究了空中发射初始状态对运载火箭有效载荷的影响,通过飞行轨道的模型简化,首先建立了火箭飞行的数学模型,然后定量地分析了发射高度和发射速度对火箭入轨后有效载荷的影响。研究结果表明：若提高发射高度和发射速度,可以明显增加有效载荷,且基本发射高度、发射速度分别与有效载荷表现为线性关系。相对地面发射来说,如果初始高度达到30千米,有效载荷提升到1.63倍;如果初始高度达到30千米,初始速度达到1000米每秒（约3马赫）,有效载荷将是传统地面发射的5.43倍。单纯从初始高度和速度的因素看,初始发射速度对有效载荷提升的影响更显著,故在考虑经济性情况下设计发射平台时应更加注重发射速度的提高。     

Numerical Simulation of Rotor Flow Field Based on Overset Grids and Several Spatial and Temporal Discretization Schemes

A numerical method based on solutions of Euler/Navier-Stokes (N-S) equations is developed for calculating the flow field over a rotor in hover. Jameson central scheme, van Leer flux-vector splitting scheme, advection upwind splitting method (AUSM) scheme, upwind AUSM/van Leer scheme, AUSM+ scheme and AUSMDV scheme are implemented for spatial discretization, and van Albada limiter is also applied. For temporal discretization, both explicit Runge-Kutta method and implicit lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS) method are attempted. Simultaneously, overset grid technique is adopted. In detail, hole-map method is utilized to identify intergrid boundary points (IGBPs). Furthermore, aimed at identification issue of donor elements, inverse-map method is implemented. Eventually, blade surface pressure distributions derived from numerical simulation are validated compared with experimental data, showing that all the schemes mentioned above have the capability to predict the rotor flow field accurately. At the same time, vorticity contours are illustrated for analysis, and other characteristics are also analyzed.     

卫星用两种单相流体回路方案对比研究

单相流体回路系统是航天器主动热控技术中的一种重要方式。文章概述了流体回路的工作原理及理论基础，总结了单相流体回路的设计思路，结合某卫星型号，设计了两种流体回路方案，在SINDA／FLUINT中建立数值仿真模型进行分析计算，并比较了两种方案的应用性能。结果显示，将单相流体回路系统应用于卫星，可取得较好的控温效果。     

Mechanism parameters optimization of bionic frog jumping robot based on velocity directional manipulability measure

以速度方向可操作度作为跳跃性能的评价指标,从机构设计角度寻求改善仿蛙跳跃机器人跳跃性能的方法.在仿蛙跳跃机器人机构模型的基础上,建立了起跳阶段的运动学方程,得到机器人从关节空间到质心运动空间的速度映射关系,结合速度方向可操作度,利用优化算法对仿蛙跳跃机器人的机构参数进行优化,使机器人的跳跃性能达到最佳.优化结果表明,运用速度方向可操作度理论,对跳跃机器人机构参数进行优化研究是有效可行的.     

The effects of the solar magnetic polarity and the solar wind velocity on Bz-component of the interplanetary magnetic field

We have studied the effect of both solar magnetic polarity and the solar wind velocity on the Bz-component of the interplanetary magnetic field, IMFBz, for the minimum activity of the solar cycles 21, 22, 23 and 24. We made a statistical study of IMFBz in the first section which is considered as an extension of Lyatsky et al. (2003). They made a statistical study of IMFBz for two periods of minimum solar activity 22 and 23 related to 1985–1987 and 1995–1997 when the solar magnetic field had opposite polarity. Our results seem to be consistent with the results obtained by Lyatsky et al. (2003). We found that there is a dependence of IMFBz on the IMFBx and the solar magnetic polarity for the minimum periods of the selected four solar cycles. In addition, we found that there is a dependence of IMFBz on the solar wind velocity.     

矩形截面管道气流中横向运动颗粒的碰壁条件

分析了矩形截面管道气流中横向运动颗粒的运动轨迹及碰壁条件，研究表明颗粒飞出的临界速度随着颗粒直径的增大而减小，当颗粒直径较小时受来流密度、马赫数影响较大，总趋势是来流密度、马赫数越大，颗粒越不容易与上壁面碰撞。但随着颗粒直径的增大，来流条件对颗粒是否碰壁的影响逐渐减弱，决定因素是颗粒直径的大小和颗粒的喷射速度。     

液体火箭可贮存推进剂泄出速度影响因素分析

为提高液体火箭可贮存推进剂泄出速度，缩短泄出时间，通过分析泄出过程中推进剂流动状态及能量变化，建立了推进剂泄出速度的数学模型，按照实际设定参数计算了泄出量，计算结果与实际泄出吻合，并依据模型分析了相关因素对泄出速度的影响程度。结果表明：泄出转接波纹软管管径是影响泄出速度的主要因素，增加软管管径可显著缩短泄出时间；同时，贮箱气枕压力对泄出速度同样具有明显的影响。     

低速高湍流度90°弯管流动数值模拟

分析了曲率对弯曲管道流动的影响 ,给出了曲率修正的双层 k-ε湍流模型 ,并数值模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。文中比较了曲率修正双层 k- ε湍流模型的计算结果与实验结果 ,以及双层 k- ε湍流模型和逆压力梯度修正双层 k- ε湍流模型的计算结果。通过比较 ,发现经过曲率修正后的双层 k- ε湍流模型更好地模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。同时比较了壁面参数的插值方法 ,发现在弯曲管道流动模拟中对壁面参数进行一阶插值比零阶插值能更好地模拟真实流场     

可压缩流动激波装配在格心型有限体积法中的应用

发展了一种基于格心型有限体积方法(FVM)的激波装配算法。通过定义网格节点属性可以灵活调用激波装配和激波捕捉计算方法。在使用激波装配方法时,激波节点运动速度和下游运动速度通过Rankine-Hugoniot(R-H)关系式获得,同时采用非结构动网格技术描述激波的运动以及调整其他网格节点的位置。流过激波面元的通量为上游单元的基本通量,物理概念更加清晰,通量计算也更为准确。在计算过程中,网格节点属性可以发生变化,以此实现对带有拓扑变化流场的描述。数值试验表明:本文提出的计算方法不但具有较高的计算精度,同时能有效地避免由于捕捉激波而出现的数值问题。     

大型水陆两栖飞机侧风起降的滑流影响分析

大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机，针对1：15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响，对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算，再现了风洞试验现象，通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂，这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速，为保证飞行安全，继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示，在飞行雷诺数和螺旋桨转速下，相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失，偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析，建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系，进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估，研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。