在线点到点数据传输优化选择模型及其算法设计

最优点到点数据传输线路不仅依赖于其固有的传输时间,还依赖于数据总量,因为数据规模决定了加工次数和传输次数.本文首先建立了在线点到点数据传输网络选择的优化模型,给出了有向路代表集的概念,然后给出了一个时间复杂性为O（m^2logn）的算法产生有向路代表集.最后对静态和动态点到点数据传输有向路问题进行了研究,并给出了一个时间复杂性为O（m^2logn）的多项式时间的算法.     

圆转矩形喷管出口宽高比对射流雷诺剪应力的影响

采用热线风速仪,利用单斜丝,对宽高比W/H分别为1,4,8,12,16的5个圆转矩形收敛喷管和一个轴对称喷管的射流对称面上雷诺剪应力分布特性进行了实验研究.研究发现:在喷口下游不同截面上,射流宽、窄对称面上的雷诺剪应力沿径向均先缓慢增大,到达射流边界后迅速减小,射流边界逐渐沿径向外移.矩形喷管射流相比轴对称射流具有较强的旋流,雷诺剪应力较大,且随着宽高比增大,旋流强度增大,剪应力也逐渐提高,导致了射流与外流掺混增强.宽高比大于8以后,增大幅度逐渐减小.射流宽、窄对称面上的分布规律相同.     

回路热管性能的地面实验研究

一倍重力条件下，通过一系列地面实验研究了回路热管的运行机理、温度控制及其传热特性。给出了回路热管温度分布及其随传热功率的变化曲线图。对回路热管的传热过程进行了分析。通过实验数据描述了工作温度随传热功率的变化规律并进行了解释。分析了回路热管热导随传热功率变化的规律。实验结果表明有两个因素影响系统总热导变化——冷凝器有效冷凝面积(积极因素)和过热度(消极因素)。讨论了蒸发器和冷凝器的方位对系统运行、温度控制特性的影响。得出反重力工作对回路热管的工作温度、温度控制性能、系统热导都会产生消极影响的结论。     

民用航空器维修人员执照管理规则改革分析

为了尽快落实民航局加强人员资质建设总体要求,持续提升持照维修人员水平,民航局飞标司对现行《民用航空器维修人员执照管理规则》CCAR-66R2进行修订。CCAR-66部第三次修订(CCAR-66R3)是继CCAR-65部转为CCAR-66部以来,对航空器维修人员执照体系做出的重大改革,主要体现在优化执照类别、强化基础培训、增加航空英语、拓宽培养渠道、调整执照有效期等五个方面。通过改革强化基础培训,简化理论考试,提升维修水平,确保民航安全。     

高背压等离子点火器及其液体燃料点火特性实验研究

航天应用的液体火箭发动机及燃烧型加热器燃烧室室压高、燃料流量大、温度低、有重复启动需求,实现安全可靠点火的难度较大。针对这些需求,研究了一种采用高背压设计的电弧等离子体点火器。实验研究了Ar,N₂气体工质在高进气压力下的伏安特性,发现N₂在宽压力范围内适用于点火。发射光谱分析表明,在高达数MPa的进气压力下,Ar,N₂等离子体射流电子密度符合局部热力学平衡判据（LTE判据）,点火能量集中。N₂等离子体整体温度低于Ar,但阳极喷口附近温度高于Ar,N₂等离子体射流火焰长,卷吸沿程空气造成射流平均温度偏低,但有助于低温液体推进剂的蒸发混合和强化点火。等离子体射流引起了臭氧和氮氧化物的形成,具有促进点火和化学反应的作用。背压提高引起电源输出电压升高,提高供气压力和电流,有助于点火器在高背压环境中稳定电压。燃烧型空气加热器燃烧室的点火实验发现,采用N₂等离子体喷注面中心点火,可以在短时间内完成酒精-空气和酒精-液氧-空气的点火,最高燃烧室室压接近5MPa时,点火器仍能稳定工作,多次使用电极烧蚀不明显,在液体火箭发动机的重复可靠点火方面具有很好的应用前景。     

光纤综合特性测试仪测量不确定度评定

根据计量工作中测量不确定度评定的实践经验,对光纤综合特性测试仪在计量时的测量不确定度进行了分析、评定。     

直线型驻波超声电机的定、动子间接触及摩擦分析

针对一种基于面内振动的直线型驻波超声电机的定、动子接触过程和摩擦机理进行了研究。在分析中将摩擦材料层简化为分布式线弹簧,利用对电机驱动过程中等速点和接触点的相对位置的分析,将接触区域进行了分区段的讨论,推导出电机速度和输出推力的关系并进行了计算机仿真。进而对不同间距下电机定、动子接触过程进行了分析和仿真。结果表明：电机的定、动子间距在建立摩擦模型中起关键作用,其变化对电机机械特性有显著的影响。     

高超音速流绕半球圆柱钝头细长体的流动

本文提出利用高超音速流绕钝头细长旋转体轴对称流动的相似律所得的结论,可以将钝头细长体分成三个区域即钝头区域,钝头细长体相互作用区域,细长体区域,并确定得高超音速流绕半球——圆柱体的钝头区域的长度,从而提出利用爆炸波相似的二级近似理论计算圆柱(细长体)部分的压力分布时,必须将座标原点沿x轴前移一个钝头区域长度,所得结果与实验相较很符合。同时提出计算半球(钝头)部分的压力分布的统一公式,与M_∞=7.7及M_∞=20实验数据及其他理论相较结果相当满意。     

理想流体有位流动的电模拟(续)——第三部分 超音速锥型流的电模拟

目前处理超音速机翼理论问题的方法计有:源汇法,偶极子法,偶极子举力消去法,锥型流法和锥型流举力消去法等。锥型流法由于采用了复变函数的有力工具,因此在解决具有锥形边界的机翼的载荷分布以及气流流场问题时显得十分方便。由于一般的超音速机翼都是由直接边界与角点     

三维薄翼跨音速积分方程及其有限元解法

本文将Nixon[1,2,3]对二维薄翼型所建立的跨音速积分方程推广到三维薄机翼情况。为了处理超临界流和有冲波情况,我们在方程中引入人工粘性项,以消除解中可能出现的不连续性。通过合理的近似处理,使积分方程的自变量仅依赖于机翼所在平面的两个座标,这就使我们在利用有限无法进行数值解时,只需在机翼平面上划分元素,避免了在流场空间中划分元素的传统作法,从而大大降低了对计算容量的要求和计算工作量,使跨音速三维机翼的气动力计算有可能在较小的计算机(例如709机)上完成。作为第一步,本文先研究对称绕流情况,它是跨音速非定常气动力计算的基础,而且对跨音速机翼设计也具有重要意义。对钝前缘薄机翼,为了避免前缘奇性所引起的在前缘附近进行数值积分的困难,我们利用有限元素法的固有优点,在前缘区嵌入局部跨音速解析解,使在元素不细分情况下仍能得到较精确的数值解。