一类具有阶段结构的SIRS传染病模型的定性分析

本文考虑了一类具有阶段结构和非线性传染率的SIRS传染病模型。通过考虑因病死亡,人口的输入和输出,出生率、自然死亡率,免疫周期等因素,分析了系统解的正性和有界性,进一步给出了系统一定条件下个平衡点的稳定性和分支情况分析。最后使用规范型和中心流形理论给出了决定Hopf分支方向和分支周期解稳定性的隐式算法。     

导弹高空级间分离过程反向喷流流场数值模拟研究

采用有限体积法求解三维守恒N-S方程组,按准静态处理,对导弹130km高空头体级间分离过程反向喷流流场进行了数值模拟,并分析了N-S方程的有效性。分析了流场参数分布、气动力分布特性及轴向力随分离距离变化情况。计算结果为头体分离方案提供一定的参考依据。     

载人登月舱概念设计阶段多方案比较方法初探

载人登月舱是完成载人登月任务的关键环节,也是登月飞行器系统的核心部分。由于登月舱推进剂占总质量的70％以上,因此在概念设计阶段,多方案比较应重点针对推进剂类型及其对应的构型开展对比分析,从而明确总体方案的深入方向。文章给出了该多方案比较的基本思路,并利用美国Altair登月舱作为实例具体说明该方法的基本流程,首先开展月面着陆器的分级方案选择分析、多种推进剂选择分析,并根据推进剂选择分析的结果,完成上升级、二级方案下降级、三级方案制动级的构型方案分析以及气闸舱的布局分析,最后给出组合多种可行方案,并对多种方案进行综合评价,开展比较分析,筘得帚倦对比音塞曲詹缝铖人签目舱柏袷证工椎打下了基础。     

串联布局飞行器级间冷分离气动特性研究

针对串联布局飞行器级间采用冷分离模式时的气动问题进行了风洞试验,研究典型亚声速、超声速下级间夹角为零时,两级气动特性随级间距离以及迎角的变化规律。结果表明,在所研究的级间距离范围内,两级相互干扰未被隔绝,两级的轴向力系数变化规律与马赫数、级间距离和迎角有关;二级法向力系数犆犖基本不受级间距离影响,而在迎角较大的情况下一级犆犖会随级间距离的增大而增大。     

核心机驱动风扇级在非设计模式下的匹配方法研究

核心机驱动风扇级(CDFS)是双涵道变循环发动机的关键部件之一。为了开展CDFS在非设计模式下(双涵道模式)的匹配分析,利用速度三角形建立了CDFS在双涵道模式下的匹配特性图,该图能够正确反映双涵道模式下CDFS的工作特点和主要气动参数的变化趋势。结果表明:给定CDFS在双涵道模式下流量时,随着压比下降,需要降低CDFS在双涵道模式下的转速才能保证转子进口相对气流角不变;给定双涵道模式的流量和压比时,若要使转子进口相对气流角下降,需要增加CDFS在双涵道模式下的转速。     

三外涵变循环发动机性能数值模拟

与双外涵模式相比,三外涵变循环技术将使发动机工作范围更广,更易满足未来发动机的自适应要求,及更大提升飞机综合性能。在带核心机驱动风扇级(CDFS)双外涵变循环发动机性能仿真方法基础上,构建了前调节阀门、后调节阀门、第三外涵等的数学模型,开展了三外涵变循环发动机性能模拟方法研究,重点分析了三外涵变循环发动机的稳态性能。结果表明:相比单外涵和双外涵模式,三外涵模式总涵道比调节程度更大,发动机最大状态与亚声速巡航状态间的燃油经济性更明显。     

谈建国初期中国政府处理香港问题的策略

新中国建国初期，中国政府对香港问题提出了维持香港现状，暂不收回；香港的企业不社会主义化，对香港的资本家要团结、合作；长期利用香港，保持香港的繁荣与稳定策略。这是为最终解决香港问题所作出的历史性的历史探索。     

固体发动机推力偏差对导弹级间分离的影响

考虑固体发动机推力偏斜和横移的影响,应用六自由度弹道方程对地空导弹级间分离进行了建模、仿真。对级间分离后主级受控信号被助推级遮挡过程进行了建模分析。仿真计算表明,推力偏斜和横移对分离(或遮挡)过程影响较大;分离时间越晚,过程时间越短;第一个滚转周期内的推力偏差对结果有决定性影响。     

长二丁运载火箭二级姿控发动机热控设计及其试验验证

根据长二丁运载火箭姿控发动机的热环境条件和系统对各组件的温控要求,初步制定了姿控发动机主要组件的热防护设计方案。以贮箱和电磁阀为主要热分析对象,用I-DEAS软件建立有限元模型,通过数值仿真计算获得各组件不同时间的温度。计算结果与贮箱和机组组件的地面模拟热辐射环境的热流试验数据进行比较,对设计作改进。最终给出了满足系统设计要求的二级姿控发动机热设计方案。     

活塞式分离火工装置分离特性的仿真与试验研究

建立了活塞式分离火工装置分离过程的仿真模型，对活塞式分离火工装置在两种边界条件下的分离特性进行了数值仿真，找出了影响活塞式分离火工装置分离速度和分离过载的主要设计因素。试验结果表明：该模型精度较高，具有较强的工程应用价值。