战时野战通信装备随机备件优化方法

随着模块化技术在军事领域的广泛应用,通信装备的战场抢修通常采取换件修理的方式。针对战时野战通信装备随机模块化备件的配置问题,建立了装备战备完好性和费用约束的优化模型,并给出了遗传算法的求解过程。通过实例分析表明该方法能够在战时为装备配置数量合理的备件,使装备备件在满足战备完好性的基础上携行量最少。     

一类有增益网络的最大流模型

一般带容量限制的网络图中流出源点与流入汇点的流量相等,但在实际应用中,存在一类流量经过弧发生变化的网络,使得流出源点与流入汇点的流量不相等。针对此类问题,建立了增益网络最大流模型,并通过增设虚弧将增益网络转换成循环网络,利用循环网络中汇点流量瞬间平衡的优点简化了模型。最后,结合实例进行分析,编写程序对实例进行了计算,计算结果验证了该模型的有效性。     

高频电磁注入替代辐照耦合装置的设计研究

为提高电磁注入法的应用频带范围,提出基于定向耦合原理的电磁注入方法,并以某天线及其射频前端构成的互连系统为试验对象,利用单定向耦合器作为注入装置进行了辐照和注入试验,试验证明该注入方法能够准确替代连续波辐照效应试验．进而,理论分析耦合装置的特性并对该装置进行改进,提高其工程实用性．最后,设计耦合装置的指标并计算了对应的散射矩阵,制作完成注入装置的样机．结果表明：耦合装置监测端电压与等效源之间的关系会受到受试设备状态的影响．将两单定向耦合器级联作为注入装置,并以监测端的功率作为等效依据,可保证监测结果在高频时不受线缆上驻波的影响,提高试验的准确性．     

基于PSD的炮口扰动测试方法

针对火炮性能测试时难于实时、准确测量炮口扰动的问题,提出了一种基于光电位置传感器（Position Sen-sitive Detector,PSD）的炮口扰动测试方法。采用光学杠杆、激光脉冲调制、高精度光电位置传感器、高速数据采集技术,以及所建立的PSD测量炮口角数学模型构建炮口角测量系统,可有效消除炮口闪光、外界自然光及蚊虫干扰,具有较高的灵敏度、精度和可靠性。     

油-水旋流器流场数值模拟研究

采用改进后的双方程湍流模型和SIMPLE计算方法,对切流式单入口油-水旋流器内部流场进行了模拟研究。结果表明:旋流器内部三维流场各向异性,即同一位置流体在不同方向的流动参数变化很大,流体质点在不同条件下的运动轨迹、速度、分离特性等方面都有较大差别;圆柱段与圆锥段的流场在柱锥结合面发生变化,旋流器的主要分离过程在圆锥段完成;单入口旋流器的流场中心与几何中心有偏差,对流场的稳定和分离会产生影响。该模拟结果与他人所做实验结果比较接近,说明该模型和算法是可靠的,为旋流器的实际应用提供了参考。     

供油挂车泵机油温度变化规律实验研究

通过实验研究了100 mm野战输油管线供油挂车泵运行时及停运后机油温度随时间的变化规律。采用数据拟合、回归分析等数学方法,分别研究了供油挂车泵空载和带负荷两种情况下机油温度的变化规律;针对供油挂车泵各种工作状态,分析了影响机油温度变化的主要因素,建立了温度变化数学模型。研究结果为100 mm和150 mm野战输油管线供、输油挂车泵机组模拟器的研制提供了一定参考。     

进气口位置和进气体积流量对油罐油气惰化置换效率的影响

采用机械通风方式对油罐油气进行处理,具有安全性差、通风时间长和效率低下的缺点;利用燃惰气对油罐油气进行处理,可较好地克服上述缺点。在前期研究的基础上,设计模拟实验台架,以燃惰气为介质,实验研究进气口位置和进气体积流量对燃惰气惰化置换油罐油气的影响。     

舰载无人机对岸可观测安全飞行空间分析模型

基于舰载无人机对岸上目标的观测能力出发研究出的"理想观参",考虑各种因素对舰载无人机在任务区域飞行安全的影响,建立了地理通视性分析模型、地理可飞性分析模型、飞行可控性分析模型、弹道安全性分析模型和观参上限分析模型;综合上述模型,给出了舰载无人机可观测安全飞行空间,满足可观测安全飞行空间的观测参数即为当前环境下的"实用观参";根据本文模型研制的舰载无人机对岸射击观测辅助决策软件,实现了舰载无人机对岸射击观测的科学决策。     

基于任务的连续出动舰载机航空保障重调度研究

对舰载机和各种保障资源进行调度是提高舰载机航空保障效率、保证舰载机所承担作战任务顺利完成的有效手段。为了克服以往研究中没有考虑作战任务变更对舰载机航空保障调度的影响,使用重调度的理论与方法研究了基于任务的连续出动舰载机航空保障重调度问题,建立了连续出动舰载机航空保障重调度模型。采用免疫算法对模型进行求解,可以避免模型的解空间可能出现组合爆炸问题。最后通过一个实例表明该模型可以很好的应对由作战任务变更所引起的重调度问起,算法求解速度满足作战需求,从而验证了模型的准确性及算法的有效性。     

Numerical studies on four-engine rocket exhaust plume impinging on flame deflectors with afterburning

This paper studies the four-engine liquid rocket flow field during the launching phase. Using three-dimensional compressible Navier-Stokes equations and two-equation realizable k-epsilon turbulence model, an impact model is established and flow fields of plume impinging on the two different shapes of flame deflectors, including wedge-shaped flame deflector and cone-shaped flame deflector, are calcu-lated. The finite-rate chemical kinetics is used to track chemical reactions. The simulation results show that afterburning mainly occurs in the mixed layer. And the region of peak pressure occurs directly under the rocket nozzle, which is the result of the direct impact of exhaust plume. Compared with the wedge-shaped flame deflector, the cone-shaped flame deflector has great performance on guiding exhaust gas. The wedge-shaped and cone-shaped flame deflectors guide the supersonic exhaust plume away from the impingement point with two directions and circumferential direction, respectively. The maximum pressure and temperature on the wedge-shaped flame deflector surface are 37.2% and 9.9% higher than those for the cone-shaped flame deflector. The results provide engineering guidance and theoretical significance for design in flame deflector of the launch platforms.