动态三角翼的非定常气动特性和压力分布相关研究

文章介绍了不同后掠角三角翼在进行俯仰振荡时的动态压力特性,说明这种动态压力特性同三角翼的法向力的变化是密切相关的,试验研究揭示了流态、压力和气动力之间的密切关系。同时试验研究显示三角翼上翼面压力的动态变化曲线呈现出双峰形态;不同后掠角三角翼在动态试验过程中压力、法向力都具有相似特性。     

液体压力激波加工技术研究

机械产品的零部件，通常需要通过成形与改性才具有所需形状及实用功能，本文提出了一种新型材料成形与改性加工的方法——液体压力激波加工。采用脉冲超声波聚焦技术，通过压电陶瓷激波发生器在液体介质中产生高能瞬时压力激波，对材料进行冲击，产生变形或表面改性。经过理论研究和试验验证，初步掌握了液体压力激波的产生、激波能量的控制和激波加工的动力学机制。这种加工方法具有能量可控性好、成本低廉和安全高效等优点，非常适合具有复杂结构和型面的中小零件加工，是一种颇具竞争力的先进制造技术手段。     

压力敏感涂料PSP宽域(1~600 kPa)静态标定方法研究

压力敏感涂料PSP是一种先进的光学测试技术。涂料的标定误差是该技术的主要误差来源之一。压敏漆的测量范围正逐步从常规压力区间向超低压和超高压拓展,因此需要开发压力调节范围大、精度高的标定系统。本文将现有的变压力法和变浓度法相结合,提出了一种新型的PSP宽域压力标定方法及系统。通过理论计算的方式,分析了该系统与ISSI公司的商用PSP标定系统的性能差异。结果表明:PSP宽域压力标定系统在低压区（1~20 kPa）标定误差能够控制在0.5 kPa范围内,性能优于ISSI标定系统;中压区（20~200 kPa）与ISSI标定系统性能趋同,误差在4%以内,且随着压力增大,误差降低;高压区（200~600 kPa）可以弥补ISSI无法标定400 kPa以上范围的不足,能实现超高压环境中的PSP标定。本文还对最常用的两种快响应PSP进行了标定实验,结果表明:本文提出的系统标定精度高,能实现PSP宽域标定。     

发射消息

海射公司天顶3SL火箭4月12日在太平洋赤道海域的海射平台上发射了日本卫星公司的“日本通信卫星”（JCSAT）9。卫星由洛马制造，采用A2100AX平台，重4．4吨．带20台Ku波段和20台C波段转发器及一台S波段移动通信转发器，将定点于东经132度轨位。覆盖日本、东南亚、夏威夷和大洋洲，最低寿命12年。△轨道科学公司“人牛怪”火箭4月15日在范登堡空军基地发射了我国台湾与美国合作的6颗“福卫”3小卫星。     

支板簇引射发动机--21世纪新型航天动力

支板簇引射发动机是火箭基组合循环（RBCC）方案的一种基础动力，是为满足低费用高性能要求而提出的组合推进系统。它将火箭推进和吸气式推进的优势融为一体，是一种适用于21世纪的新型具有自起飞能力的高超声速动力装置。本文就其发展现状及关键技术进行了综合分析，提出了其基本研究思路，并对其应用前景进行了展望。     

韩国发射首颗军事通信卫星

2006年8月22日，韩国的首颗军事通信卫星——无穷花-5卫星搭乘天顶3SL火箭，由海射公司在南太平洋的一艘舰艇上发射升空。预计经四个月的试验后，卫星将被定位于高度36000km的轨道上，其覆盖范围将包括韩国和其他亚洲国家。这是韩国发射的第四颗通信卫星，也是首颗用于军事用途的通信卫星，36条通信线路中的12条将专门用于军事领域。     

防空导弹引战配合设计变分问题的近似求解

以破片杀伤战斗部的破片动态相对飞散密度函数作为设计变元，得到单枚导弹战斗部对空中目标的杀伤概率泛函。于是，对防空导弹引战配合的设计就转化为求解相应的变分问题（VP）。通过里兹法对此进行了近似求解，求解结果与实际的引战配合情况完全符合。这说明防空导弹引战配合设计的变分法是可行的，从而为现代防空导弹引战配合在更广泛的类型中寻求最佳设计提供了有效的方法和手段。     

引战配合效率各阶段的描述方法研究

对防空导弹引战配合效率概念进行了分析，运用了两种描述防空导弹引战配合效率的方法一条件杀伤概率和概率比，并分别分析了这两种方法使用的不同阶段，条件杀伤概率主要用在导弹的初级设计阶段，概率比由于引入了制导误差加权的概念，用在导弹设计的后期，因此在导弹设计的不同阶段用不同的方法来描述描述引信与战斗部配合效率，将更能体现引战配合设计的合理性．     

一种新的运载火箭上面级和航天器轻型增压系统

为减小运载火箭上面级和航天器增压系统的体积和质量，设计了一种新的轻型主、副两路定压力值控制增压系统。该系统可最大限度利用气瓶内气体，具有冗余增压结构，提高了系统可靠性，并设置气动隔离活门。适于多次启动飞行，且结构简单。有关的测试和飞行试验结果表明，所设计的增压系统主、副路工作协调，反应迅速，性能稳定可靠。     

低速条件下引射火箭实验研究

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计，实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机，自由射流气路系统，燃料喷注系统和压强推力数据采集系统，以固体火箭发动机作为燃气发生器，成功地进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验，获得了相关实验数据，同时，对相应的几何结构做了数值模拟，数值计算结果与实验结果基本吻合。