燃烧室-喷管流场数值解

本文用时间相关法计算了固体火箭发动机燃烧室─喷管亚跨声速流场数值解,控制方程用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ二步显格式：边界点参数用物理边界条件和参考平面上的特征方程计算。计算表明,达到收敛的数值积分步数比纯喷管的跨声速计算要多得多。虽然喷管壁上和轴线上的马赫数分布与纯喷管计算类似,但喷管中的等马赫线分布与纯喷管计算的结果［３］相差较远。     

试论维和警察工作快速反应机制的构建

维和警察是一种高危职业,建立快速反应机制是维和警察工作发展、降低维和警察风险和公安外交工作的需要。分析建立维和警察工作快速反应机制的意义和快速反应机制的基本构建框架,提出快速反应机制的运行原则。     

双脉冲发动机隔板优化方案研究

在双脉冲发动机地面试车过程中,隔板结构引起了Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧穿的问题。利用Fluent流场分析软件,分析了金属膜片式隔板对双脉冲发动机流场特征的影响;通过对计算结果的分析,对比2种隔板结构的优劣,为隔板优化提供参考。     

空军网络化指挥信息系统作战效能评估指标体系构建?

针对目前网络化指挥信息系统作战效能评估指标体系不完善、且缺乏分项指标计算方法模型等问题,从网络化作战对指挥信息系统的作战需求出发,研究构建了空军网络化指挥信息系统的作战效能评估指标体系,并提出了分项指标概念内涵和计算模型与方法,可为指挥信息系统研制提供参考和支撑,为其作战效能的客观评估提供指标体系和模型方法。     

机动发射条件下助推滑翔导弹射击诸元快速解算

针对机动发射条件下助推滑翔导弹对全程弹道快速生成的迫切需求,在弹道设计中选取7个关键性控制量参数作为全程弹道射击诸元,并提出与之相对应的诸元解算算法。将全程弹道分为助推段、初始下降段、滑翔段和俯冲攻击段,在统一化运动模型描述的基础上,运用参数化迭代的思路,依次对不同飞行阶段诸元进行了快速求解,满足多种复杂约束条件。在全程诸元迭代解算模式的基础上,提出助推段沿用中心弹道诸元,仅对其他射击诸元进行重计算的部分诸元迭代解算模式。仿真结果表明:采用所提助推滑翔导弹射击诸元快速解算方法,可在大范围机动条件下对远距离地面固定目标进行快速精确打击。     

影响工科类高职院校高等数学教学质量因素的分析——以新疆高等职业院校为例

通过对工科类高职院校高等数学学生与专业教师的调研,就学生在数学的学习兴趣、学习习惯、学习方法、学习态度、认知水平和基本能力以及专业教师对高等数学的认识等诸多方面影响教学质量的因素进行分析,进一步提出提高高等数学教学质量的策略。     

逆边界无网格法声源识别的理论与实验

针对逆向求解声源识别中的声辐射传输建模问题,采用无网格法将Kirchhoff- Helmholtz边界积分方程离散为受边界条件约束的有限维线性方程组,通过分块矩阵法对该约束方程组进行求解,得到了离散后声辐射传输模型的数值表达式.在此基础上,进一步研究了逆向求解声源识别问题的基本原理及其不适定性.为克服其不适定性,采用Tikhonov正则化和L曲线正则化参数选取方法,从而确立了有效的逆向求解方法.此外,还进行了扬声器阵列声源识别实验,实验结果验证了逆边界无网格声源识别理论和方法的可行性及可靠性.     

南宋钓鱼城城池防御初探

针对古代战争研究与当今国防建设缺乏关联的问题,首次就钓鱼城保卫战经典战例对我国现代国防建设的启示意义作了研究。分析钓鱼城城池选址"独"与"险"的地理关系、筑城布局内容和多层综合防御体系这三者对战争胜利的关键影响,提出在当前国防工程规划与建设中借鉴其成功经验的观点,并从工程宏观选址、多城池防御的联防体系及军民联合的防御模式等三方面就其经验和启示意义进行归纳与总结。     

电传动车辆牵引电机弱磁控制与半实物仿真

为使车用牵引电机在弱磁控制模式下的输出转矩跟随电机最大输出能力,在采用基于磁链的定子电流控制方法的基础上,提出一种最优转矩控制算法,实现时间最优控制,提高系统响应的快速性。基于dSPACE构建了快速控制原型半实物仿真系统,对控制算法进行了多种工况下的仿真试验验证。试验结果表明：该控制系统能够快速、无差地跟踪速度给定信号,实现弱磁区转矩优化控制。     

高超声速滑翔飞行器气动性能的数值模拟研究

由于具有高的升阻比,乘波构型被认为是高超声速滑翔飞行器的重点参考外形.考虑到高超声速条件下严重的气动加热问题,乘波构型的尖锐前缘需要进行钝化处理,其表面流动特征及气动性能也随之发生变化.基于参考弹道,本文分析了高超声速滑翔飞行器沿飞行轨迹的表面流场特征,并对其在典型飞行工况下的气动性能开展了数值模拟研究.结果表明:对于采用乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器,其驻点流动存在三维效应,不能简单视为球头或圆柱绕流;钝化可以缓和严峻的受热形势,同时对其气动力性能造成影响:在2cm钝化半径条件下,其升阻比下降12.34％;高超声速滑翔飞行器的表面受热存在明显的分区特征,不同区域可采用不同的防热处理方法.