日本侵华战争时期的军用汉语热研究——以日本军用汉语教科书出版为中心

九一八事变之前日本的军用汉语教科书出版与军用汉语教学，成为其第三次军用汉语热的前奏。1931年日本发动九一八事变，开启了长达14年的侵华战争。从九一八事变至七七事变前、七七事变至太平洋战争爆发前、太平洋战争爆发至日本战败投降前，日本军用汉语教科书出版有了新的发展，呈现出不同的阶段特性，共计出版军用汉语教科书至少有786部，出版热度是史无前例的。同时，还出现了军用汉语教科书的需求热、日本国内军事院校及其它机构的汉语教育热、侵华日军的汉语教育与学习热，与军用汉语教科书出版热合力助推了日本第三次全国性军用汉语热潮的到来。以军用汉语教科书出版热为主要表现形式的第三次军用汉语热，充分反映了当时日本欲全盘侵吞中国及亚洲其他国家的策略与野心。     

含相变材料热结构拓扑优化研究

针对承受热载荷工况的结构,以加强筋作为研究对象,研究了一种通过引入铝基相变材料来延迟结构温升的热控方案,针对相变传热过程非线性强,灵敏度分析困难的问题,基于Kriging代理模型优化算法与设计变量较少的基于材料场级数展开的拓扑描述方法,提出了 一种考虑相变传热过程与材料温度效应的以重量为约束,以截面抗弯刚度最大为目标的...     

淋水对帐篷热环境改善的实验研究

针对部队野外驻训帐篷内部温度高、热环境差的问题,在帐篷贴铝箔的基础上,对帐篷淋水前后进行了实验研究.利用被动蒸发冷却技术,水分蒸发吸收大量汽化潜热的特性来改善帐篷的热环境.实验结果表明淋水后的帐篷内的WBGT值小于32℃,在人体的承受范围内.     

聚甲基丙烯酰亚胺的制备研究

以甲基丙烯腈(MAN)、甲基丙烯酸(MAA)和甲基丙烯酰胺(MAM)为主要单体原料,过氧化物引发共聚制得甲基丙烯腈-甲基丙烯酸-甲基丙烯酰胺(MAN-MAA-MAM)共聚物.详细研究了所制备共聚物的高温环化反应,以及所生成的聚甲基丙烯酰亚胺(PMI)的耐热性能.结果表明,MAN-MAA-MAM 共聚物的环化温度为160℃,所制备的聚甲基丙烯酰亚胺(PMI)在空气中可耐280℃的高温.     

含卤电线电缆热解卤酸气体逸出规律研究

利用热分析手段和卤酸气体选出装置对含卤电线电缆热解时的卤酸气体逸出规律进行了研究。结果表明,含卤电缆在热解过程中卤酸气体的选出量受温度的影响显著。铜芯、铝芯对电线绝缘层热解有影响。含铜芯或铝芯线料热解时的卤酸气体逸出量比电线净绝缘层的少。随着氧含量的增加,卤酸气体逸出量几乎成线性增加。     

防空导弹防热综合设计研究

介绍了防空导弹在研制过程中出现的各类热防护与热设计问题,主要包括气动热环境预测、壁面温度分布计算、舱内仪器设备热分析等,并提出了热环境-热防护-舱内环境耦合设计理念、工程实现方法和途径,给出了一些典型算例的研究对比结果,阐述了目前针对这些问题研究的进展和取向,提出了今后应重点研究和解决的问题.     

美海军制定新版《海军作战概念》

在俄罗斯下塔吉尔国际武器展上,俄罗斯国防产品出口公司与法国泰利斯公司签署了此次展会期间的首份合同——俄方将购买价值数百万欧元的法制“凯瑟琳”热成像仪装备俄军的坦克装甲车辆。而泰利斯公司早些时候曾宣布,     

高超声速飞行器的热电技术热管理系统参数

提出了集成热电发电装置的超燃冲压发动机热管理系统,将热电发电器与发动机壁面结构相结合。集成的热电发电热管理系统可以将传入发动机壁面的热量部分转换为电能,同时减少了冷却用燃料流量,"间接"提高了燃料的吸热能力。燃料在冷却过程中提高了自身温度和焓值,具有一定的做功能力。高温高压的燃料经过涡轮机膨胀做功,输出可以被高超声速飞行器利用的能量。采用热力学的分析方法对集成热电发电热管理系统的相关参数进行研究,结果表明其比传统的再生冷却防热具有极好的潜在优势,提升了燃料的吸热能力,同时对外输出了可用功。     

稀薄流高超声速飞行器气动加热耦合计算

针对稀薄流域高超声速飞行器的气动加热问题,开展耦合数值计算研究。通过引入牛顿冷却定律,将直接模拟蒙特卡洛数值模拟方法与结构传热计算方法相结合,设计一种可对全机外形进行气动热和结构传热计算的高效松耦合方法,实现飞行器防热层结构材料温度分布特性的数值模拟。在以钝锥外形为例对直接模拟蒙特卡洛数值模拟程序进行验证的基础上,采用该方法对X37B轨道飞行器外形长时加热与结构传热过程进行数值模拟,给出结构温度及热流密度随飞行时间的变化规律。研究结果表明,设计的耦合计算方法能够模拟稀薄流域高超声速飞行器的气动加热及结构传热耦合过程,可为该类飞行器的气动热分析及热防护设计提供技术支持。     

高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算

针对高超声速流动气动加热与结构传热的复杂耦合问题,探索和研究基于有限体积法的高超声速流-热-固一体化求解方法,将流场与结构温度场进行统一建模与数值模拟。该方法避开了传统气动加热和结构传热耦合求解方法在时间域内进行流场与结构温度场耦合交替迭代计算所带来的大量数据交换与计算,将流场与结构温度场作为一个物理场,采用统一的控制方程进行求解。采用典型高超声速绕流二维圆管稳态或非稳态流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证,稳态时圆管驻点温度最高达到648 K,非稳态时的热流密度和结构温度与参考文献和实验值吻合较好,由此证明了该方法的可靠性和正确性。与耦合计算方法的对比分析结果表明:该一体化求解方法所得计算结果更接近实验值,并且计算量和网格依赖性都相对较小,具有更好的稳定性和计算精度,能为高超声速飞行器一体化热防护设计提供有效的理论和技术支撑。