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461.
462.
基于Web服务的网络软件运行平台研究与实现 总被引:11,自引:0,他引:11
Web服务运行平台是一组软件的集合,它们通过标准协议或规范进行交互,形成一个面向Web服务及其应用部署、运行、监控和管理的系统环境.平台设计依据分层处理原则,采用核心运行环境、动态服务部署和插件式资源管理的系统结构进行实现.平台通过信息门户、工作流处理、系统服务、运行管理和安全控制机制为基于Web服务的互联网软件提供了一类应用支撑框架. 相似文献
463.
合成射流作用机理及其对共轴射流掺混的影响 总被引:1,自引:1,他引:1
对合成射流流场及其作用下的内、外涵共轴射流流场进行了二维非定常数值模拟, 研究了合成射流流场和共轴射流流场情况.结果表明,合成射流由一系列对称分布在中心线 2侧的旋涡对组成,频率与激振频率相同,对外场构成一扰动力;涡对自形成后向远处运移 速基本稳定;腔内和腔外涡对的形成及发展变化过程总体保持一致,在每时刻则呈现截然相 反的发展态势;中心线速度的降幅起伏变化分布是由激励器的激振变化引起的,体现了涡量 产生、发展变化的基本特征;合成射流激励器的采用可使共轴射流截面掺混率比未加激励时 得到增加,增强了共轴射流的掺混效果. 相似文献
464.
为满足微纳航天器对姿态确定系统的体积、重量、功耗、精度等严格要求,提出用无陀螺微惯性测量单元(GFMIMU,Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement Unit)和星敏感器组成惯性恒星罗盘(ISC,Inertial Stellar Compass)的姿态确定方案.根据无陀螺的测量原理建立了ISC的状态方程,将星敏感器的姿态测量信息作为观测量,修正GFMIMU长时间工作误差的积累.利用卡尔曼滤波器对ISC的定姿误差进行估计,并采用可观测性分析理论证明滤波器的滤波稳定性.最后,对ISC进行了系统仿真,仿真结果证明ISC可以满足微纳航天器的使用要求. 相似文献
465.
466.
用于飞机结构选材的系列材料性能指标及其应用 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高飞机机体结构选材的合理性,从材料性能指标的角度出发,在材料比强度、比刚度的常用基本指标之外,结合飞机结构设计思想,提出了材料比疲劳强度、比静韧度、比动韧度、疲劳强度比、静韧强比、疲劳韧强比共6个材料性能指标的概念与计算方法。建立了基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法,考虑飞机结构的设计准则及结构在实际使用过程中的功能需求,通过条件筛选缩小备选材料范围,依据系列材料性能指标进行材料对比排序,并通过结构验证确定最终选材。以某型飞机机翼大梁的选材过程给出了应用实例。 相似文献
467.
468.
以1台4/2极结构高速开关磁阻电机(SRM)为研究对象,研究纳米晶铁心磁特性及其对电机性能的影响。将采用叠块切割法制备的纳米晶定子铁心与传统硅钢冲片铁心做对比测试。搭建电机测试系统,对分别装配两种定子铁心电机的静态特性和负载运行性能做对比分析。结果表明:纳米晶合金铁心具有高磁导率、低矫顽力及低损耗特性,在1 kHz、1 T条件下,其损耗仅为35W300硅钢铁心的1/20;纳米晶合金铁心提高了SRM在铁心不饱和区的相电感峰值,并在转速25 000 r/min负载运行下显著降低了电机温升和输入功率。研究结果可为高效、高速SRM设计提供参考。 相似文献
469.
提出一种以梁理论为基础,采用累积损伤理论,利用材料的拉逊-米勒曲线方程计算给定外载荷作用下的等效应力,然后再利用材料的蠕变曲线计算涡轮叶片蠕变变形的方法。使用该方法对航空发动机燃气涡轮工作叶片在经历5个工况后叶尖的蠕变伸长量的平均值进行计算,并与发动机持久试车结果进行对比。结果表明,该方法所得叶尖平均蠕变伸长量与试车后的叶尖最大残余变形的误差为14.0%,验证了该方法在一定精度范围内的有效性。 相似文献
470.
开展孔冷挤压过程有限元仿真计算是残余应力分布获取和疲劳寿命预测的前提。在有限元建模阶段,设置铰削层单元与基体材料单元之间的分界面,是模拟铰制终孔工艺过程的关键。通过弹塑性力学分析,建立了挤压强化过程芯棒、衬套和被挤压强化连接孔的应力分析方法;基于分析中得到的不同位置处微单元的径向位移量,建立了铰削分界面相对位置计算模型。并开展了关键参数的敏感性分析,定量研究了关键参数变化对残余应力分布和径向位移量的影响程度。本工作为孔冷挤压强化有限元模型建立中,铰削层单元与基体材料单元分界面相对位置确定,提供了便捷可靠的方法。 相似文献