第十次发射:十全十美

6月16日长征二号F运载火箭在零窗口把作为追踪飞行器的神舟九号飞船精确送入近地点200千米、远地点330千米、轨道倾角为42°的运行轨道,与天宫一号的距离为10000千米左右。"从神舟一号到天宫一号、神舟八号,长征二F火箭已经成功发射9发,一次比一次精度高。"中国载人航天工程运载火箭系统总设计师荆木春说,"这是她第10次在载人航天中执行发射任务,完成了‘十全十美’的目标。"     

飞机舵面偏角无连杆柔性测量技术及应用

介绍了目前应用于角度测量中的几种典型倾角传感器的原理和性能特点，讨论了在飞机舵面偏角静态测量中倾角传感器的选用，以及动态测量中力平衡式伺服倾角传感器的使用。应用实践证明：用倾角传感器代替传统的角位移传感器，省去传感器的专用支座和连杆传动机构，简化了安装，提高了测量效率和精度。     

塞式喷管主喷管角度特性

首先建立了塞式喷管角度特性的研究模型，并运用简化的塞锥设计方法设计塞锥型面，在此基础上，通过连续改变主喷管倾角来研究主喷管倾角对塞式喷管的推力性能的影响，并确定在给定设计条件下的主喷管最佳倾角，还分析研究了底部高度，内膨胀比，总膨胀比，总压和飞行高度与主喷管最佳倾角的关系以及变化规律，针对特定的塞式喷管实验发动机，进行了初步的变角度实验，并与计算结果进行比较和分析。     

日本"先进陆地观测卫星"升空

2006年1月24日,日本"先进陆地观测卫星"[ALOS,又叫"大地"(Daichi)]由H-2A F8火箭发射升空.火箭发射后向太平洋上空飞行约16min后,卫星与火箭分离.之后卫星进入高约700km、轨道倾角为98.16°的太阳同步轨道,并展开太阳电池翼.     

小倾角同步卫星通信

同步卫星工作寿命必须考虑各种因素,当它接近寿命末期时,尽管星上有效载荷仍能有效工作,但剩余的燃料已无法继续进行南北位置保持,只能进行东西位置保持。这时如果利用该星进行小倾角通信,就能有效地延长卫星工作寿命,节省大笔经费。同时就它给地面卫星通信系统带来的新问题做了深入研究,给出了不同倾角情况下定量分析结果,并针对不同的通信体制,提出了相应的解决方法。     

对地观测卫星太阳同步轨道的快速设计方法

对地观测卫星轨道具有全球目标覆盖和太阳同步两种特性，通过设计轨道周期和轨道倾角可以获得这些特性，为此，给出了一种能十分简便，快速地完成轨道初步设计的方法，为轨道精密复算和开展卫星姿态控制等分系统设计提供技术支持，此外还揭示了星载探测仪器在地面上产生的扫描带的分布排列规律，分析了轨道衰减和复升问题，最后给出一个算例。     

月球卫星轨道设计优化

利用带谐项J2和J3对月球卫星轨道进行了优化设计．首先分析了月球卫星轨道摄动因素对轨道的影响，其次推导了对应于J2和J3项的冻结轨道计算公式，并通过对仅包含月球引力场模型的运动微分方程，直接积分计算轨道的变化进行了验证．最后，通过合理选择初始轨道的偏心率e0和近月点幅角ω0，对月球卫星极轨道进行了优化设计，给出了设计公式并进行了仿真．结果表明，这种优化设计方法是很有效的．     

航空发动机套齿结构配合稳健性优化设计

为了更合理地设计套齿结构的配合关系,提高套齿结构配合精度,适应不对中运行工况,降低对加工误差的敏感度,研究了航空发动机套齿结构在倾角不对中的情况下的运动特点以及配合关系,并推导了含有倾角不对中的套齿结构齿侧间隙以及与之相关的套齿特征量的计算公式,对某型航空发动机的压气机轴径套齿结构进行了计算与分析。在此基础上,考虑到参数的随机性,应用果蝇优化算法对套齿结构齿侧间隙进行了稳健性优化设计。结果表明：计算公式中考虑倾角的影响能够有效地避免运动干涉和装配预应力,稳健性优化设计可以有效地避免由于倾角不对中、加工误差等参数随机因素导致齿侧间隙的设计值偏大。证明了所提出的计算和优化方法可以使套齿结构配合关系的设计更加合理,可为套齿结构设计、装配提供参考。     

涡轮叶片前缘气膜冷却换热实验

针对某型涡轮叶片放大模型的前缘冷却结构气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了叶片表面的温度场分布,分析了前缘的气膜孔倾角、吹风比、主流雷诺数等参数对绝热冷却效率和压力损失的影响.实验中前缘的3排气膜孔倾角变化范围是35°~90°,主流雷诺数变化范围是76112~142624,吹风比变化范围是0.44~2.64.结果表明:气膜孔倾角越小,前缘驻点附近的气膜覆盖效果越好;气膜孔倾角为45°的叶片压力损失系数最小,气膜孔倾角为75°的叶片压力损失系数最大;主流雷诺数增大,绝热冷却效率下降,压力损失系数增加;吹风比增大到1.32时,绝热冷却效率达到最大,吹风比再增大绝热冷却效率反而下降.