多机空战指挥引导不平衡目标分配方法研究

目前,存在多机空战指挥引导不平衡目标分配模型少的问题,提出一种新的多机空战不平衡目标分配方法。结合空战理论与实际,在现有模型的基础上,利用最优控制理论,建立多机空战指挥引导目标分配模型;介绍匈牙利算法和进化匈牙利算法的基本思想和流程,在此基础上将匈牙利算法和进化匈牙利算法相结合来寻求最优方案,并进行仿真分析。结果表明:该方法具有较好的时效性和可靠性,能满足多维条件下的目标分配处理,满足实战需求,为解决多机空战指挥引导不平衡目标分配问题拓展了研究思路。     

天文望远镜测角系统的精度检测

通过对１．２ｍ红外望远镜和等高仪的圆感应同步器及整机测角系统检测，提出４．３ｍ望远镜的检则方案。     

干线飞机飞行模拟器研制初探

叙述了研制干线飞机飞行模拟器的必要性，提出了干线飞机飞行模拟器所必需具有的功能和相庆的配置方案，针对干线飞机研制工作的实验情况，探讨了干线飞机飞行模拟器研制的实施途径。作为干线飞机的型号设计部门，重点研究了研制干线飞机飞行模拟器所必需提供的原始数据和分步实施的处理意见。     

WEIGHTED COMPACT SCHEME FOR SHOCK CAPTURING

INTRODUCTIONRecently compact schemes have been widelyused in the simulation of complex flows,espe-cially in the directnumerical simulation of turbu-lent flows[1～ 2 ] . Standard finite differenceschemes have explicit forms and need to be atleastone pointwider than the desired approxima-tion order. It is also difficult to find suitable andstable boundary closure for high order schemes.Compared to the standard finite difference ap-proximations,the compact schemes can achievehigher order acc…     

飞船高超声速粘性绕流的数值模拟

本文采用稳式ＮＮＤ格式，通过求解三维薄层近似Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，数值模拟了飞船高超声速粘性流场。在计算中充分考虑了网格雷诺数和网格分布对计算结果的影响，不但得到了满意的表面压力、热流分布和流场的物理量分布，而且得到与实验观察一致的表面油流图像和分离结构。     

非等间距显式算法在重力波非线性传播数值模拟中的初步应用

采用3阶TVD型显式时间积分方法,建立了2维可压缩大气中重力波非线性传播的非等间距显式数值模式.对小振幅重力波传播过程的模拟结果表明,该模式能够很好地再现小振幅重力波的传播过程,并能保持能量守恒关系和各扰动量之间的相位关系,与线性重力波理论预测的结果吻合很好.对有限振幅重力波的模拟结果表明,与格点数相同的等间距网格中的模拟结果相比,采用非等间距网格能够以更高的分辨率模拟重力波的不稳定传播直到破碎的整个过程;在非等间距网格中的模拟结果与在加密一倍的等间距网格中的模拟结果相同,说明了用非等间距网格模拟重力波的饱和与破碎过程是正确的,并且采用非等间距网格能够大大减少计算量.      

半开式富氧补燃混合循环发动机方案研究

针对未来航天主发动机的应用需求,提出了一种燃料供应系统采用开式循环、氧化剂供应系统采用分级燃烧闭式循环的半开式富氧补燃混合循环发动机系统方案,综合分析了这种新型混合循环发动机所能达到的比冲性能,对比分析了新型混合循环发动机作为可重复使用航天运载器主发动机相比于开式循环和常规补燃循环、全流量补燃循环发动机的优缺点,针对推...     

喷注方案对圆形超燃冲压发动机性能的影响研究

在飞行马赫数Ma=6，总当量比为1.0条件下，采用三维数值模拟研究了不同喷注位置煤油当量比分布对双凹腔圆形发动机推力性能和壁面热流的影响。喷注位置包括支板壁面喷注K1，隔离段出口壁面喷注K2，第一凹腔尾缘壁面喷注K3以及第一扩张段壁面喷注K4。结果表明，K1注油当量比大小直接影响燃烧室内的燃烧模态和流道中心燃烧。为了保证发动机推力性能，K1注油须达到一定量，促使流道燃烧处于亚燃模态，且流道内具有较强的中心燃烧。为优化发动机壁面热流环境，剩余燃料需要在K2，K3和K4分散注入。K2和K3注油当量比大小同时影响第一凹腔燃烧性能，其中K2注油当量比降低，推力性能下降，但壁面热流性能提高，而适当增加K3喷注煤油，有利于提高推力性能。增加K4注油，第二凹腔及其之后流道区域燃烧增强，发动机推力性能和热流性能均提高。通过分析各注油位不同当量比分布对发动机力热性能的影响规律，最终获得了力热性能较优的注油当量比分配方案，此时K1～K4注油当量比大小依次为0.6，0.1，0.1，0.2。     

Effect of injection scheme on asymmetric phenomenon in rectangular and circular scramjets

The asymmetric separation has a crucial effect on the performance of the scramjet. In this study, the asymmetric separation and combustion in both rectangular and circular scramjets are investigated numerically, and the effect of injection scheme is analyzed. The characteristics of the flow field are analyzed based on sufficient code verification. In the rectangular scramjet, the separation tends to occur in the corner due to the corner boundary-layer effect. The separation is asymmetric and only two corners have serious separation. The fuel penetration depth in the separation zone increases and the combustion is intensified. When the injection scheme is uniform, both the combustion and separation become weak. In the circular scramjet, the separation and combustion are basically axisymmetric in the scramjet with one-row injection scheme. The asymmetric combustion becomes obvious in cases with multi-row injection scheme. When the injection orifices distribute intensively on the top and bottom sides, the strongest and weakest separations occur near these two sides respectively. When the distribution of orifices becomes uniform, the direction of separation cannot be predicted. For multi-row cases, the nonuniform injection scheme could result in violent combustion and asymmetric flow structures compared with the uniform injection scheme.     

鲁西黄牛肉用品系核心群育种方案遗传和经济评估

针对鲁西黄牛肉用品系现行的核心群育种方案,以育种最大投资回报率为评估标准,通过活体质量、繁殖、日增质量和胴体性状测定记录作为选择信息,根据使用不同可利用记录作为不同选种的标准设定了4种选择方案(方案1:活体质量信息+日增质量信息;方案2:活体质量信息+繁殖信息;方案3:方案1+方案2;方案4:方案3+胴体性状信息),并采用确定性模型评估了4种选择方案的遗传进展和育种效益.结果表明,4种选择方案的年综合育种进展分别为21.87、34.08、38.09和54.86元;育种效益为147.39、204.44、241.83和309.05元;投入产出比为1∶ 3.78、1∶ 4.60、1∶ 5.14和1∶ 5.77;平均世代间隔均为5.53年.以上数据表明,随着可利用信息在选择标准中的变化,遗传进展和育种效益也随之变化,选择方案4可获得较好的育种效果,所以,在现行育种方案中,采用方案4可获得理想的育种效果.