服务网格中面向业务用户的服务组合方法

服务网格环境中如何快速构建组合服务,为业务用户提供快速整合资源、配置集成化应用的平台,按需创建个性化应用,以降低大规模软件开发的成本、提高效率,成为了服务网格领域亟待解决的一个问题。提出了一种服务网格环境中面向业务用户的服务组合方法,它通过服务映射机制实现从业务用户所熟悉的业务服务到具体物理服务的映射;利用基于上下文的流程推导技术实现了组合业务服务流程向组合物理服务流程的映射;利用物理服务选取技术,生成能够最大限度满足用户需要的组合服务。研究表明该方法应用的原型系统,适用于普通业务用户,能够提高组合物理服务流程构建的效率。     

失重飞机飞行方法研究

通过分析失重飞机飞行的运动特性、失重飞行操纵方法以及失重飞行的影响因素等,总结了失重抛物线飞行的基本方法。在理论分析的基础上,通过模拟仿真试验的手段对失重抛物线飞行的全过程进行了飞行仿真试验,对失重飞行的操纵方法进行了研究。仿真试验表明,此飞行方法是可行的,可为失重飞机飞行试验提供参考。     

燃烧室壁冲击-逆向对流-气膜冷却特性的数值研究

采用FLUENT软件对冲击-逆向对流-气膜冷却结构进行了流固耦合计算, 得到了对流通道和气膜形成区流场、流体温度场以及固壁温度场分布, 分析了该冷却结构内部复杂的流动和换热情况.计算研究目的是摸索一种火焰筒壁温的计算方法, 以较好地获得火焰筒壁温分布.计算结果和试验结果进行了对比, 两者有较好的吻合性.分析表明采用流固耦合计算获取冲击-逆向对流-气膜冷却结构的壁温分布是可行的.      

雾化效果对脉冲爆震室性能影响的实验研究

进行了用冷态实验模拟爆震室中雾化性能的研究。实验中,采用水/压缩空气模拟煤油/氧气,测试了与爆震试验供应压力一致的各工况下的混合物索太尔平均直径(SMD)。研究结果表明:随着空气压力、水压力的增大,SMD减小;所建立的冷态雾化和混合实验台可以满足模拟热态实验雾化效果的需要,且带头部离心喷嘴的爆震性能好于直射喷嘴的。     

一种无塔校准方法研究

在地面卫星测控系统中,目前使用较多的有塔校准技术具有一定的局限性,为了克服这种局限性,本文针对已有的卫星测控系统设备提出一种无塔校准方法,给出了具体无塔校相和无塔校零的实现方法.     

启发式GPS导航引擎的设计与实现

随着GIS系统和导航系统的发展,建立一个高效的路径搜索引擎成为众多相关系统开发者的当务之急.从经典Dijkstra算法出发,分析了城市道路网的特定网络结构特点,将决策机制引入到路径搜索中来,设计了一个启发式GPS导航引擎.最后列举了该导航引擎进行了的对比测试数据,结果表明所提出的启发是智能导航引擎在嵌入式GPS导航系统中有较好应用前景.     

视觉条件对驾驶员跟踪着舰引导指令影响研究

针对光学助降系统易受到不良天气（如低能见度）影响的缺点,研究了不同视觉条件对驾驶员跟踪着舰引导指令的影响。在光学着舰引导系统模型建立的基础上,针对不同视觉条件,对驾驶员跟踪菲涅尔透镜“肉球”的情况进行了仿真对比。结果表明,当视觉品质下降时,为防止跟踪效果变差,驾驶员应当减小操纵增益。     

导弹大迎角下非线性诱导滚转力矩数值研究简

 采用计算流体力学（CFD）数值模拟方法,研究战术导弹大迎角状态下涡破裂导致滚转力矩随迎角非线性增长引起舵面控制能力不足的现象。首先通过标准模型的数值分析,验证了所采用的CFD方法具有三角翼前缘涡破裂现象的捕捉能力;然后采用雷诺平均Navier-Stokes方程对某“++”字正常布局导弹构型（含弹翼、弹身、尾舵和整流罩等）进行了数值模拟,结果显示亚声速状态下滚转力矩在迎角大于20°时出现非线性增长,导致全动尾舵的滚转控制能力不足。通过分解各部件对滚转力矩的贡献,并分析流场结构,探明了该现象发生的流动机理,其主要原因是：随着迎角的增长,弹体迎风面的尾舵前缘涡首先发生破裂,导致其平衡诱导滚转力矩的作用被削弱。     

某型航空活塞发动机进排气系统优化分析

针对高空小型飞机的动力要求,对某型航空活塞发动机的进排气系统均匀性进行了分析,建立了某型航空活塞发动机的仿真模型,分析了进排气管路结构参数对发动机性能的影响.以进气质量流量不均匀度和进气压力波动效应为评价指标,对发动机的进排气系统结构参数进行了优化.通过改变进排气歧管和总管的长度,把不均匀度降低到5%以内,最大降幅为38%,并且提高了发动机的扭矩和功率,最大提高幅度为5%.      

基于概率的航空发动机飞行换算率改进算法

针对斯贝MK202发动机应力标准对零部件工作寿命评定中未包含各种随机因素的影响,考虑零部件疲劳性能参数的分散性和发动机整机载荷谱的随机性,将实测数据统计分析、零部件应力有限元分析以及蒙特卡罗模拟分析有机结合,提出了基于概率的航空发动机飞行换算率改进算法,以解释航空发动机零部件实际工作寿命存在的差异.经范例验证表明:确定性寿命评定方法的飞行换算率计算结果与改进算法下的平均值相当;对于单次飞行换算率,改进算法的单次飞行换算率平均值比确定性方法的计算结果小2%;对于综合飞行换算率,改进算法的综合飞行换算率平均值比确定性方法的结果小1%;且在改进算法下单次飞行换算率和综合飞行换算率服从正态分布.