簡介：當代科技的進步對航天器指向穩(wěn)定性和觀測分辨率提出了越來越高的要求航天器在軌運行的微振動干擾已成為制約高敏感度有效載荷使用的瓶頸。其中動量輪、飛輪、反作用輪和控制力矩陀螺等姿態(tài)控制組件工作時產(chǎn)生的擾動是影響有效載荷成像質(zhì)量的主要擾動源需要對其擾動進行抑制。本論文針對兩種型號的航天器分別研究分析了其姿態(tài)控制組件的微振動隔振系統(tǒng)即對于某型號衛(wèi)星采用由多桿粘性流體阻尼器構(gòu)成的并聯(lián)隔振平臺對其控制力矩陀螺CMG組件進行振動隔離研究了該并聯(lián)隔振平臺的隔振性能并對構(gòu)成其單桿的流體阻尼器三參數(shù)模型中的特征參數(shù)進行優(yōu)化對于另一型號衛(wèi)星提出了一種新型的隔振裝置彈性平面索網(wǎng)隔振結(jié)構(gòu)對其動量輪組件進行振動隔離對該隔振裝置進行理論研究并通過實驗驗證其隔振性能分析結(jié)構(gòu)參數(shù)對其隔振性能的影響為進一步的設(shè)計提供了理論基礎(chǔ)和參考。本文的結(jié)構(gòu)和主要研究內(nèi)容如下。第一章介紹論文的研究背景、研究意義以及研究的主要內(nèi)容并基于現(xiàn)有文獻對國內(nèi)外航天器部件微振動隔振技術(shù)進行了歸納和總結(jié)尤其對航天器上微振動的主要擾動源姿態(tài)控制組件的隔振技術(shù)進行了詳細介紹。第二章基于ANSYS數(shù)值仿真軟件對多桿粘性流體阻尼器并聯(lián)隔振平臺進行仿真分析。首先介紹并聯(lián)隔振平臺有限元模型的建模過程再對模型進行模態(tài)、諧響應(yīng)和瞬態(tài)響應(yīng)動力學(xué)分析研究隔振裝置的隔振性能為進一步的優(yōu)化工作提供基礎(chǔ)。第三章采用基于頻響函數(shù)綜合的子結(jié)構(gòu)方法對并聯(lián)隔振平臺進行建模和模型參數(shù)的優(yōu)化。首先將系統(tǒng)劃分為各獨立的子結(jié)構(gòu)推導(dǎo)出各子結(jié)構(gòu)的頻響函數(shù)、傳遞函數(shù)再利用各子結(jié)構(gòu)之間的位移連續(xù)和力平衡推導(dǎo)出總體系統(tǒng)的輸入和輸出的關(guān)系最后針對選定的優(yōu)化目標利用靈敏度分析的方法對阻尼器的特征參數(shù)進行優(yōu)化。第四章針對某型號航天器微振動隔離的需求提出了一種新型的彈性平面索網(wǎng)隔振結(jié)構(gòu)。首先對該隔振結(jié)構(gòu)的基本要素張緊弦索的受力特性進行分析建立其受力變形之間的非線性解析表達式其次建立彈性平面索網(wǎng)隔振結(jié)構(gòu)的等效動力學(xué)模型對彈性平面索網(wǎng)隔振結(jié)構(gòu)的非線性動力學(xué)響應(yīng)特性進行分析。第五章對彈性平面索網(wǎng)隔振結(jié)構(gòu)進行試驗研究通過錘擊激勵下的模態(tài)測試和振動臺激勵下的傳遞特性測試驗證平面索網(wǎng)結(jié)構(gòu)的隔振性能。并對實驗數(shù)據(jù)進行整理分析得出對指導(dǎo)彈性平面索網(wǎng)隔振結(jié)構(gòu)的設(shè)計具有較高參考價值的結(jié)論。第六章對論文的研究工作、創(chuàng)新點以及今后的研究進行了總結(jié)和歸納。

簡介：隨著科技的快速發(fā)展航天器產(chǎn)品向著“高精度、高可靠性、長壽命”的方向發(fā)展。為了使航天器能夠順利的完成各項任務(wù)降低航天器失效概率本課題提出了航天器綜合健康管理系統(tǒng)。它是對航天器整個壽命周期的健康狀態(tài)進行管理的綜合性工程技術(shù)能夠及時準確地得到航天器各組成部分的狀態(tài)信息有助于提高航天器的可靠性和安全性。航天器綜合健康管理系統(tǒng)的實現(xiàn)是基于故障診斷技術(shù)。本文首先研究了航天器綜合健康管理系統(tǒng)的組成框架繼而基于故障診斷技術(shù)探討了航天器綜合健康管理系統(tǒng)的實現(xiàn)途徑并利用自適應(yīng)滑模觀測器對航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)執(zhí)行器故障進行了故障診斷研究。首先闡述了健康管理技術(shù)的工作原理和基本實現(xiàn)途徑給出了故障診斷技術(shù)的方法及應(yīng)用現(xiàn)狀。對航天器的可靠性進行了深入研究提出了航天器在軌可靠性參數(shù)以及可靠性的預(yù)計方法和分配方法分析總結(jié)影響航天器可靠性的各種故障因素。為后續(xù)設(shè)計航天器綜合健康管理系統(tǒng)的框架奠定了基礎(chǔ)。其次為了健康管理的實施以衛(wèi)星為例建立了航天器姿態(tài)動力學(xué)的數(shù)學(xué)模型研究了航天器綜合健康管理系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)以故障診斷為例提出了航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的執(zhí)行器故障的自適應(yīng)滑模觀測器的診斷方法仿真驗證了算法的有效性。最后提出了分系統(tǒng)健康管理的實現(xiàn)方案從總體上設(shè)計了航天器的健康管理系統(tǒng)的框架明確了各個平臺的功能并討論航天器綜合健康管理系統(tǒng)的實現(xiàn)途徑。

簡介：隨著自然語言處理技術(shù)的飛速發(fā)展，人們對自動問答系統(tǒng)的要求也在逐步提高，傳統(tǒng)的基于問答對的問答系統(tǒng)很難完成人們的日常信息查詢，具有更高交互性的智能對話處理系統(tǒng)將成為人們新的需求。而在電子商務(wù)飛速發(fā)展的今天，網(wǎng)絡(luò)客服的需求量也不斷提升，自動問答在電子商務(wù)網(wǎng)絡(luò)客服中的應(yīng)用也應(yīng)運而生，利用高智能的自動網(wǎng)絡(luò)客服代替人工網(wǎng)絡(luò)客服是未來的發(fā)展趨勢，自動網(wǎng)絡(luò)客服不但為電子商務(wù)行業(yè)節(jié)約了人力成本，同時也使得網(wǎng)絡(luò)服務(wù)更加高效。本文的研究內(nèi)容為面向航空客服的智能對話策略研究，為了生成面向航空客服的智能對話策略，本文還進行了對話系統(tǒng)對話管理方法及對話系統(tǒng)魯棒性設(shè)計研究。對話策略是引導(dǎo)對話過程按一定方案進行的策略，優(yōu)秀的對話策略在自動對話系統(tǒng)中能夠和用戶快速的達成一致的對話目標，引導(dǎo)用戶快速有效的獲取需求的查詢信息。在面向航空客服的對話系統(tǒng)中，完整的對話交互過程是由一系列問答對話構(gòu)成的，所以航空客服對話系統(tǒng)需要對話管理方法來維護完整的對話過程。良好的魯棒性設(shè)計對對話系統(tǒng)也是一個非常重要的部分，具有良好魯棒性的對話系統(tǒng)能夠處理更多元化的輸入描述和異常情況。本文主要介紹了兩種對話策略基于N元文法模型的對話策略和基于信息屬性約束的對話策略?；贜元文法模型的對話策略根據(jù)對話語料統(tǒng)計真實對話過程的對話走向，該策略引導(dǎo)的對話過程能夠還原真實的對話過程?；谛畔傩约s束的對話策略是利用查詢反饋結(jié)果的信息熵來決策對話引導(dǎo)的。本文結(jié)合了兩種對話策略構(gòu)建了基于混合對話策略的對話系統(tǒng)，該對話系統(tǒng)能夠在一定程度上幫助用戶高效的通過對話過程引導(dǎo)完成信息查詢目標。

簡介：武漢理工大學(xué)碩士學(xué)位論文航空訂票應(yīng)用設(shè)計實踐與思考姓名黃穎申請學(xué)位級別碩士專業(yè)設(shè)計藝術(shù)學(xué)指導(dǎo)教師胡飛201206壁堡墨三奎堂堡主蘭垡笙莖一ABSTRACTTHISPAPERISTOINVESTIGATEHOWTHE10SSYSTEMDESIGNABOOKINGAPPLICATIONATTHES鋤ETIMECONSIDERATIONLATERDESIGNSIMILARAPPLICATIONSTHATNEEDTOPAYANENTIONTOPRINCIPLESTHISPAPERISDIVIDEDINTO5CHAPTERSTHEFIRSTCHAPTERINTLODUCTIONPARTMAINLYINTRODUCESTHEBACKGROUND，WHYTOCHOOSETHEBACKGROUNDANDTHESIGMFICANCEOFTHERESEARCH。THESECONDCHAPTERISTOSELECTTHEMARKETFOURHOTAIRBOOKMG印PLICATIONANALYSIS。FROMTHE5MAINDIMENSIONSAREANALYSED。1THEPRESENTATIONLAYER。2FRAMEWORKLAYER。3STRUCTURALLAYER。4RANGEOFLAYER。5STRATEGICLEVEL。THETHIRDCHAPTERISTHECHOICEOFTHREETYPESOFUSERSINDEPTHIILTERVIEWSF0RNOVICEUSERS，INTERMEDIATEANDEXPEAUSERSINTERVIEWINMLNMGPOTENTIALDEMALLDOFUSERS。THEFOURTHCHAPTERISBASEDONTHEFIRSTTWOCHAPTERSOFTHEANALYSISDESIGNTHEAPPLICATIONOFHIGHFIDELITYPROTOTYPE，THENLOOKFOR5USERSWE塢PRODUCTUSABILITYTESTINGFOUNDFIOMTHEUSERSINTHEOPERATIONOFTHEPROBLEMSENCOUNTERED，ASWELLAUSTHEAPPLICATIONOFDEFICIENCIESFORTHEPROBLEMSFOUNDCLASSIFICATIONANALYSISTHEFIFTHCHAPTERISTHESUMMARYPARTINTHEFORMERCHAPTERS刪YSISSUMMARYSUMMEDUPINTHEIPHONEDESIGNAIRBOOKINGAPPLICATIONDESL薩PRINCIPLESACCURACY，INTERESTLOGICKEYWORDSMOBILEAPPLICATIONDESIGNEXPERIENCEINTERACTIONDESIGNLL

簡介：航天電磁繼電器是可靠性及壽命要求較高的一類密封繼電器其壽命主要取決于分斷過程的燃弧特性及電弧對觸頭的燒蝕特性。本文建立航天熱力學(xué)環(huán)境下銀觸頭在N2、H2和HE氣體中分斷電弧的三維磁流體動力學(xué)模型研究不同分斷因素對電弧溫度、電壓、燃弧時間等參數(shù)的影響研究觸頭燒蝕量與燃弧因素之間的關(guān)系比較各種適用于航天繼電器的電弧抑制措施對觸頭燒蝕量的減小程度。燃弧氣體和觸頭蒸汽混合等離子體的熱力學(xué)特性和輸運系數(shù)是研究電弧特性和觸頭燒蝕特性的前提和基礎(chǔ)。針對銀蒸汽帶來的組份之間碰撞現(xiàn)象提出了碰撞積分的計算方法。銀原子與中性氣體組份的碰撞采用LENNARDJONES勢描述碰撞參數(shù)采用組合法獲得銀原子與氣體離子組份之間、銀離子與氣體中性組份之間的碰撞采用極化勢描述。采用GIBBS自由能最小化原理和CHAPMANENSKOG估計法給出了200K～20000K溫度范圍內(nèi)任意比例銀蒸汽與N2、H2和HE氣體的混合物平衡組份、熱力學(xué)特性和輸運系數(shù)解決因電弧等離子體熱力學(xué)特性和輸運系數(shù)未知而無法進行航天繼電器電弧理論分析與建模仿真的問題。建立了航天熱力學(xué)條件下銀觸頭在N2中分斷電弧的三維磁流體動力學(xué)模型。該模型考慮了銀觸頭材料汽化燒蝕、銀蒸汽濃度和弧根區(qū)域鞘層的等效。提出了熱力學(xué)環(huán)境在航天繼電器電弧模型中的描述方法其中力學(xué)環(huán)境等效為動量方程的體積力熱學(xué)環(huán)境通過溫度邊界條件、壓力邊界條件及電弧熱力學(xué)特性和輸運系數(shù)實現(xiàn)。結(jié)合動態(tài)層鋪法實現(xiàn)了分斷過程溫度場、電場、磁場以及銀蒸汽濃度的耦合求解研究了不同分斷條件下電弧電壓、燃弧時間、觸頭燒蝕量等參數(shù)給出了熱力學(xué)環(huán)境對電弧特性和觸頭燒蝕特性的影響規(guī)律。采用航天繼電器分斷電弧三維磁流體動力學(xué)模型研究了H2和HE作為燃弧氣體、增大氣體壓強、永磁體磁場吹弧等適用于航天繼電器的電弧抑制措施對電弧特性和觸頭燒蝕特性的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明H2可作為航天繼電器的理想燃弧氣體增大壓強有利于提高電弧電壓減少蒸發(fā)燒蝕量從而提高電壽命永磁磁場吹弧可縮短燃弧時間、減少觸頭蒸發(fā)燒蝕量。采用H2熄弧、提高氣體壓強及磁場吹弧等措施均能有效地加快電弧熄滅減輕電弧對觸頭的燒蝕程度。采用高氣壓H2作為燃弧氣體并配合小體積永磁體吹弧可有效提高滅弧性能和觸頭分斷壽命。最后本文設(shè)計了碰撞式觸頭恒速分斷電弧試驗系統(tǒng)利用高速攝像機拍攝了分斷過程電弧和銀原子濃度分布圖像提出了弧根運動特性自動提取的圖像處理算法研究了電弧的形態(tài)及其在磁場作用下的運動特性。實驗研究了不同電流、分斷速度、外加磁場等因素對電弧特性和觸頭燒蝕特性的影響規(guī)律為理論分析和仿真研究提供實驗依據(jù)。最終通過電弧電壓、燃弧時間和磁場作用下電弧運動特性的測試結(jié)果證明所建電弧模型的正確性。

簡介：航天控制器是在衛(wèi)星和火箭等航天飛行器的點火、通信、導(dǎo)航和顯示等電子系統(tǒng)中發(fā)揮控制作用的航天電子設(shè)備其可靠性直接影響航天系統(tǒng)的可靠性。在航天控制器的生產(chǎn)、加工、裝配、運輸和調(diào)試等各個環(huán)節(jié)均有可能引入導(dǎo)線皮、金屬屑、焊錫渣、芯片殼和硅膠渣等多余物這些多余物對航天控制器的可靠性造成嚴重威脅。為了提高航天控制器的可靠性本文對航天控制器多余物檢測系統(tǒng)展開深入研究。目前國內(nèi)外對電子元器件多余物檢測的研究取得了大量成果但專門針對航天控制器多余物檢測的研究至今未見報道。2010年推出的MET300型航天電子設(shè)備多余物檢測系統(tǒng)采用手搖式轉(zhuǎn)臺驅(qū)動負載主要存在兩大缺點不能給負載提供較大加速度多余物檢測精度低；不能實現(xiàn)轉(zhuǎn)臺的自動控制試驗條件受人工因素影響大。本文對MET300型檢測系統(tǒng)的手搖式轉(zhuǎn)臺進行改進選擇電機和設(shè)計傳動機構(gòu)實現(xiàn)轉(zhuǎn)臺的自動控制然后根據(jù)航天控制器多余物信號的特點進行系統(tǒng)硬件設(shè)計和軟件設(shè)計實現(xiàn)多余物的有無檢測。硬件設(shè)計主要包括⑴選擇聲發(fā)射傳感器和加速度傳感器對聲音信號和加速度信號進行轉(zhuǎn)換；⑵設(shè)計聲音信號調(diào)理電路和加速度信號調(diào)理電路對聲音信號和加速度信號進行調(diào)理；⑶設(shè)計數(shù)據(jù)采集電路對聲音信號和加速度信號進行采集并傳輸至上位機。軟件設(shè)計主要包括使用C語言和VERILOG語言進行下位機軟件設(shè)計實現(xiàn)電機調(diào)速、數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)存儲和數(shù)據(jù)傳輸；使用VC和MATLAB進行上位機軟件設(shè)計實現(xiàn)數(shù)據(jù)采集、存儲、算法處理、實時顯示和打印等功能。航天控制器多余物信號是非線性非平穩(wěn)信號鑒于希爾伯特黃變換在處理非線性非平穩(wěn)信號方面的優(yōu)勢本文提出基于希爾伯特黃變換的航天控制器多余物檢測方法。該方法首先對多余物信號進行經(jīng)驗?zāi)B(tài)分解求出各階固有模態(tài)函數(shù)和殘差然后對固有模態(tài)函數(shù)進行希爾伯特變換求得信號的希爾伯特邊際譜最后通過希爾伯特邊際譜對信號進行特征分析從而實現(xiàn)多余物有無檢測。經(jīng)過試驗驗證本文所研制的檢測系統(tǒng)其多余物有無檢測準確率大于90％金屬和非金屬多余物分辨率均達到設(shè)計指標。

簡介：傳統(tǒng)整流器采用二極管不控整流或晶閘管相控整流，這些控制方法使得輸入電流中混有大量的諧波。這些諧波不僅造成電網(wǎng)的極大污染、影響附近電網(wǎng)諧波敏感設(shè)備的正常工作，而且還會對該整流器后面的電力電子裝置造成一定的電流沖擊和電壓波動，降低了系統(tǒng)的可靠性。因此，功率因數(shù)校正技術(shù)越來越為人們所重視。在功率因數(shù)校正技術(shù)中，PWM控制技術(shù)由于其獨特的優(yōu)越性而蓬勃發(fā)展，已經(jīng)成為了近年來研究的熱點。在現(xiàn)行的中大型功率的應(yīng)用場合中大都使用的是三相系統(tǒng)。其中，三相四線系統(tǒng)由于實際應(yīng)用中防雷、絕緣等方面的優(yōu)勢而廣泛應(yīng)用。故本文針對400HZ的三相四線PWM整流器展開研究。在三相四線PWM整流器的實現(xiàn)拓撲中，三相六開關(guān)拓撲由于其良好的控制特性、能量雙向流動及功率因數(shù)可調(diào)等優(yōu)點而被采用。在控制策略方面，滯環(huán)比較控制由于開關(guān)頻率不固定并在較大范圍內(nèi)變化，使系統(tǒng)設(shè)計復(fù)雜化。直接電流控制方法的輸入電流參考值是交流量，這樣在PI調(diào)節(jié)控制中不可避免會有靜差產(chǎn)生，并且這個問題在中頻400HZ時更為突出。故本文利用DQ同步旋轉(zhuǎn)坐標變換，將輸入電流變換到DQ0坐標系，然后在同步旋轉(zhuǎn)坐標系進行PI調(diào)節(jié)。由于輸入電流的參考值在同步旋轉(zhuǎn)坐標系是直流量，而PI調(diào)節(jié)器的直流增益近似為無窮大，所以該方法可以實現(xiàn)輸入交流電流在幅值和相位上的零靜差控制。同時，本文結(jié)合旋轉(zhuǎn)坐標變換的控制方法，通過設(shè)定0軸的參考值為偏壓值來達到控制輸出直流串聯(lián)電容均壓的目的?；谝陨咸岬降目刂品椒?，本文首先對三相四線六開關(guān)PWM整流器進行了建模分析，并完成了主電路及控制電路的設(shè)計。隨后，經(jīng)過SABER仿真驗證了該控制方法可以達到預(yù)定的效果。最后，實際搭建了一臺3KW的實驗原理樣機以驗證此控制方法的可行性。輸出直流端的串聯(lián)電容電壓均穩(wěn)定在200VDC，輸入電流相位在不同的負載情況下均可以較好的跟蹤同相輸入電壓相位。實驗結(jié)果較好地驗證了理論的可行性。

簡介：液晶顯示器（LCD）面板是航空顯示設(shè)備的重要組件，隨著該產(chǎn)業(yè)的快速發(fā)展，生產(chǎn)線上的質(zhì)量檢測也至關(guān)重要。由于其生產(chǎn)工藝的復(fù)雜性和各種環(huán)境因素的影響，LCD生產(chǎn)過程中難免會出現(xiàn)各種顯示缺陷。目前缺陷的檢測主要依靠人工檢查，因而只能采取抽檢的方式，檢測精度和檢測效率低，研究缺陷自動檢測技術(shù)對提高LCD產(chǎn)品質(zhì)量有重要意義。本文研究并實現(xiàn)了一種基于計算機視覺的LCD自動檢測技術(shù)。文中針對有紋理和無紋理的兩種類型LCD進行了研究，根據(jù)LCD面板的內(nèi)部結(jié)構(gòu)和缺陷的顯示特征，分別從如何抑制紋理背景的影響、如何構(gòu)建沒有缺陷的背景圖像、以及如何對圖像進行分割以突出缺陷特征等方面進行算法研究，并對各算法進行分析與實驗驗證。主要研究成果如下1針對無紋理背景的LCD缺陷檢測，本文采用基于離散余弦變換、基于二維曲面擬合、以及基于回歸分析中殘差值計算三種方法進行了算法研究。前兩種方法先重構(gòu)背景圖像，然后將背景圖像與采集圖像相減求得差值圖像，最后對差值圖像進行閾值化處理實現(xiàn)缺陷檢測。殘差值計算法則通過獲取采集圖像與估計圖像的殘差，再進行閾值化操作來提取缺陷。在殘差值法中，本文采用圖像分塊的方法提高了算法效率，提出了閾值在線調(diào)整方法解決閾值手工設(shè)定問題。2針對有均勻紋理背景的LCD缺陷檢測，本文從奇異值分解、傅里葉變換、GAB變換等多個角度進行了背景紋理去除算法研究，然后對圖像進行分割，檢測出缺陷。在傅里葉變換方法中，本文根據(jù)圖像的紋理分布信息給出了低通濾波器的截止頻率的選擇方法，同時作為應(yīng)用拓展還將此方法應(yīng)用于一組有裂紋的鋼板檢測上，取得了不錯的檢測效果。在GAB變換方法中，本文根據(jù)所檢測的LCD特點合理設(shè)置了GAB濾波器的參數(shù)，很好地檢測出缺陷。3將三維傅里葉變換應(yīng)用到隨機紋理的LCD缺陷中，該方法通過對一組連續(xù)采集的圖像進行三維傅里葉變換和三維空間下的濾波來實現(xiàn)隨機紋理的去除。4本文用多個工程應(yīng)用實例對以上各算法進行了驗證，并從灰度值差異的影響、算法耗時、閾值選取、圖像方向的影響等幾方面進行了算法實驗對比，得出滿足本項目工程要求的算法。5在理論研究的基礎(chǔ)上，進行了系統(tǒng)的軟硬件實現(xiàn)，搭建了一套LCD檢測實驗平臺。該平臺能較好地檢測出樣件中的缺陷，達到檢測的實時性。

簡介：小型二沖程汽油航空器具有結(jié)構(gòu)簡單、反應(yīng)迅速、通過能力強、投入相對小等優(yōu)點它可廣泛應(yīng)用于防災(zāi)減災(zāi)、搜索營救、資源勘探、邊防巡邏、氣象探測等領(lǐng)域。小型航空器需要有極高的穩(wěn)定性高空運行時稀薄的空氣就要求系統(tǒng)有更高的點火能量和合適的混合氣濃度以保證汽油機的動力性。另一方面為了延長飛行時間在低空飛行時又要盡可能的減少能耗提高汽油機的經(jīng)濟性。本文以2E66雙缸對置二沖程風(fēng)冷汽油機為研究對象運用飛思卡爾9S12XEP100芯片采用CAN總線上、下位機通訊模式和數(shù)據(jù)存儲尋址的拆半查找方法開發(fā)了汽油機數(shù)據(jù)采集、存儲以及噴射控制單元。建立了二沖程汽油機平均值和螺旋槳負載模型推導(dǎo)出了適用于汽油機穩(wěn)定運行狀態(tài)下通過節(jié)氣門開度控制螺旋槳轉(zhuǎn)速的簡化方程并用SIMULINK軟件進行了仿真。根據(jù)高原螺旋槳特性試驗數(shù)據(jù)建立了用于控制螺旋槳轉(zhuǎn)速的BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型。通過2E66汽油機外特性試驗和螺旋槳特性試驗得到了螺旋槳扭矩系數(shù)以及螺旋槳功率系數(shù)和不同節(jié)氣門開度、不同高度情況下循環(huán)供油量與螺旋槳轉(zhuǎn)速之間的對應(yīng)關(guān)系為螺旋槳轉(zhuǎn)速的控制提供了依據(jù)。采用可調(diào)蓄能期的方式使點火能量隨飛行器對汽油機的需求不同而變化在實現(xiàn)有效點火的同時降低點火能耗。根據(jù)二沖程汽油機轉(zhuǎn)速變動范圍相對較大的特點對曲軸信號盤的齒數(shù)進行了優(yōu)化設(shè)計并提出了不同轉(zhuǎn)速下的兩種點火觸發(fā)控制策略。采用了寬域空燃比控制策略使混合氣濃度可控電控噴射系統(tǒng)根據(jù)汽油機對動力性和經(jīng)濟性的不同要求設(shè)定不同的優(yōu)化空燃比。建立了硬件在環(huán)仿真試驗平臺進行了起動工況、穩(wěn)態(tài)開環(huán)工況、穩(wěn)態(tài)閉環(huán)工況以及停機工況仿真試驗。試驗結(jié)果顯示隨著汽油機轉(zhuǎn)速、節(jié)氣門開度、進氣溫度等輸入信號的變化控制器能夠按照設(shè)定的控制策略調(diào)整噴油及點火系統(tǒng)的定時和脈寬等參數(shù)控制驅(qū)動電路的輸出信號實現(xiàn)執(zhí)行器動作的精確控制。汽油機的高原螺旋槳特性試驗表明開發(fā)的電控噴射系統(tǒng)可以實現(xiàn)對2E66雙缸對置二沖程風(fēng)冷汽油機高空運行狀態(tài)的控制。

簡介：本論文提出了采用在AUTOCAD繪圖軟件的基礎(chǔ)上，利用VISUALLISP集成開發(fā)環(huán)境，運用AUTOLISP語言及DCL語言實現(xiàn)了航空輪胎雙鋼圈442及332型胎圈包邊結(jié)構(gòu)型式成品材料分布圖的繪制。軟件沒有按照一些通用輪胎材料分布圖軟件采用在程序界面輸入?yún)?shù)，而后自動繪制輪胎完成輪胎的成品材料分布圖的方式。而是采用在繪制過程中每一步通過設(shè)計者與軟件交互進行輸入合適參數(shù)進行設(shè)計的方式，對于航空輪胎這種結(jié)構(gòu)尺寸沒有規(guī)律的成品材料分布圖來講是非常合適的，給了設(shè)計人員很大的自主性。研發(fā)完成后的軟件，結(jié)合了航空輪胎設(shè)計的特點，包括可視化的參數(shù)輸入界面以及人機交互的航空輪胎成品材料分布圖繪制過程，使用非常方便。通過軟件的使用使航空輪胎成品材料分布圖的繪制周期大大縮短。

簡介：點擊查看更多航天電磁兼容技術(shù)支持專家系統(tǒng)數(shù)據(jù)庫設(shè)計與應(yīng)用.pdf精彩內(nèi)容。

簡介：激光噴丸強化是一種新型抗疲勞制造技術(shù)其利用高功率密度、短脈沖激光和材料相互作用誘導(dǎo)的高幅沖擊波壓力實施表面改性從而提高金屬零件的抗疲勞、耐磨損和抗腐蝕能力大幅改善結(jié)構(gòu)件的疲勞壽命。本文基于斷裂力學(xué)理論采用數(shù)值模擬與實驗相結(jié)合方法對含貫穿裂紋的6061T6鋁合金薄板激光噴丸后的裂紋擴展性能進行了研究主要工作如下分析了激光噴丸強化誘導(dǎo)的殘余應(yīng)力、冷作硬化和微觀組織對抗疲勞性能的影響機制基于斷裂力學(xué)理論討論了激光噴丸強化對應(yīng)力強度因子、疲勞裂紋門檻值以及疲勞裂紋擴展速率的影響推導(dǎo)了激光噴丸誘導(dǎo)殘余應(yīng)力場下的疲勞裂紋擴展壽命的估算公式。以6061T6鋁合金CT緊湊拉伸試樣為研究對象基于ABAQUS和MSCFATIGUE軟件平臺建立了激光噴丸強化過程及其疲勞裂紋擴展的有限元分析模型進行了不同工藝參數(shù)條件下激光噴丸誘導(dǎo)的應(yīng)力應(yīng)變以及殘余應(yīng)力場下疲勞裂紋擴展的數(shù)值模擬分析。表明激光噴丸能夠降低等效應(yīng)力強度因子抑制疲勞裂紋的增長降低疲勞裂紋擴展速率。對CT疲勞試樣進行了大面積光斑搭接的激光噴丸強化處理采用X射線應(yīng)力測定儀分析了激光噴丸前后的殘余應(yīng)力。在MTS809電液伺服疲勞試驗機上進行了疲勞裂紋擴展試驗研究了激光噴丸強化對含預(yù)制裂紋CT樣的疲勞壽命的影響及其對疲勞裂紋擴展速率的減緩程度。表明激光噴丸強化誘導(dǎo)的殘余壓應(yīng)力場能有效地降低疲勞裂紋擴展速率并使裂紋產(chǎn)生閉合效應(yīng)驗證了有限元分析模型的準確性。采用SEM分析了激光噴丸后CT試樣的疲勞斷口特征在疲勞裂紋擴展區(qū)張應(yīng)力軸與裂紋平面垂直正斷面上出現(xiàn)明顯的疲勞輝紋隨著裂紋的逐步擴展疲勞輝紋間距逐漸增大。在此區(qū)域中出現(xiàn)的貝紋線表明激光噴丸強化在試樣表層產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力分布對疲勞裂紋的擴展速率起到延緩作用。

簡介：論文題目航天時代電子有限公司培訓(xùn)管理系統(tǒng)研究與開發(fā)工程領(lǐng)域軟件工程指導(dǎo)教師賀知明教授作者姓名靳松分類號密級UDC注1學(xué)位論文航天時代電子有限公司培訓(xùn)管理系統(tǒng)研究與開發(fā)（題名和副題名）靳松（作者姓名）指導(dǎo)教師姓名賀知明教授電子科技大學(xué)成都孫淑先高工北京航天時代電子公司北京（職務(wù)、職稱、學(xué)位、單位名稱及地址）申請專業(yè)學(xué)位級別碩士專業(yè)學(xué)位類別工程碩士工程領(lǐng)域名稱軟件工程提交論文日期20103論文答辯日期20105學(xué)位授予單位和日期電子科技大學(xué)答辯委員會主席評閱人2010年月日

簡介：現(xiàn)代戰(zhàn)爭中，制空權(quán)的控制能力對戰(zhàn)爭的勝負具有決定性的作用，武裝直升機不需要機場跑道，可以依靠旋翼垂直起落、在空中盤旋停留、前后左右都能飛行，具有極高的機動性和靈活性，受到各兵種的青睞。但是，在戰(zhàn)爭中，由于武裝直升機作戰(zhàn)飛行是處于低空或超低空空域，更容易受到從天上到地面多方位、多種類的攻擊。武裝直升機傳動系統(tǒng)在作戰(zhàn)中中彈漏油失去潤滑的情況下，將處于極端工作狀態(tài)，為了保證傳動系統(tǒng)仍然能夠工作一定的時間，使受損的武裝直升機脫離戰(zhàn)場，尋找安全的地點著陸，世界各國軍方和直升機工業(yè)對武裝直升機傳動系統(tǒng)提出了基本的生存能力要求。螺旋錐齒輪具有傳動平穩(wěn)、噪聲低、承載能力高等特性，自1913年問世至今，一直是相交軸或交錯軸運動和動力傳輸?shù)闹匾獋鲃有问?，是武裝直升機傳動系統(tǒng)中的重要傳動部件。螺旋錐齒輪失去潤滑后的生存能力是武裝直升機戰(zhàn)場生存能力的決定性因素之一。因此，進行螺旋錐齒輪傳動極端工況生存能力的研究，具有非常重要的理論意義和實際價值。本文以某型武裝直升機主減速器的螺旋錐齒輪為研究對象，在加載接觸分析的基礎(chǔ)上，對其進行了失油狀態(tài)下生存能力的研究，并提出了提高其生存能力的措施。主要研究內(nèi)容和取得的成果如下⑴以空間曲面共軛原理為基礎(chǔ)，進行了輪齒加載接觸分析，確定了輪齒的嚙合點位置、接觸點曲率、接觸橢圓的長半軸和短半軸長、輪齒接觸跡、齒間載荷分配、齒面間的滑動速度和卷吸速度，并利用程序?qū)⑶蟮玫凝X面坐標點數(shù)據(jù)，采用自下而上，從低級到高級的方式，建立了有限元分析模型。⑵多重網(wǎng)格法是求解橢圓接觸彈流潤滑問題的一種有效方法，其計算速度快，收斂速度與網(wǎng)格尺度無關(guān)。分析了多重網(wǎng)格法及多重網(wǎng)格積分法的基本原理，研究了橢圓接觸充分供油條件下油膜厚度、油膜壓力的變化規(guī)律及主要參數(shù)對膜厚和壓力分布的影響。結(jié)果表明油膜厚度隨著載荷參數(shù)減小、速度參數(shù)增大、材料參數(shù)增大而增大；載荷參數(shù)增大，壓力增大；速度參數(shù)增大，壓力峰尖銳化，并向入口區(qū)移動；材料參數(shù)增大對壓力分布影響很小。⑶利用有效供油膜厚判斷乏油程度，研究了橢圓接觸乏油熱彈流潤滑特性，結(jié)果表明隨著有效供油膜厚的減小，膜厚減小，壓力區(qū)減小，乏油區(qū)增大，油膜溫度峰值和出口溫度升高。乏油區(qū)到壓力區(qū)存在部分油膜比例值的突變。載荷參數(shù)、速度參數(shù)和材料參數(shù)對膜厚、壓力、油膜溫度及壓力區(qū)分布具有一定的影響。⑷提出了螺旋錐齒輪乏油熱彈流潤滑失效計算準則油膜厚度準則，健立了適合螺旋錐齒輪乏油熱彈流潤滑分析的局部動態(tài)坐標系和膜厚方程，算例分析表明，膜厚沿接觸跡先減小后增大，壓力和油膜溫度先增大后減小；膜厚、壓力和油膜溫度的極值出現(xiàn)于接觸跡中點附近偏向齒根。建立了螺旋錐齒輪乏油熱彈流潤滑生存能力數(shù)學(xué)模型，并進行了算例分析，為其生存能力預(yù)測提供了一種有效的方法。⑸在深入研究邊界潤滑膜形成機理、結(jié)構(gòu)、潤滑及失效機理基礎(chǔ)上，提出了螺旋錐齒輪邊界潤滑下的失效計算準則邊界膜分解溫度準則。推導(dǎo)了螺旋錐齒輪邊界潤滑下潤滑失效的臨界溫度方程，瞬態(tài)熱分析的導(dǎo)熱微分方程及各界面的邊界條件，熱分析模型和傳熱計算模型，各界面對流換熱系數(shù)。應(yīng)用變分原理，利用ANSYS軟件研究了螺旋錐齒輪邊界潤滑下瞬態(tài)溫度場變化規(guī)律。結(jié)果表明，齒面最高溫度點位于中點接觸跡附近偏向齒頂，且隨著嚙合周期的增加，分布區(qū)域逐漸變小，齒輪轉(zhuǎn)速對生存能力具有顯著的影響。提出了螺旋錐齒輪邊界潤滑下生存能力預(yù)測方法，算例分析說明該方法簡便有效。⑹以瞬時溫度準則為熱膠合失效準則，研究了螺旋錐齒輪干摩擦下的生存能力，給出了瞬態(tài)溫度場的分布規(guī)律，建立了膠合失效時間的求解方法。螺旋錐齒輪失油狀態(tài)下的生存能力是乏油熱彈流潤滑下的生存能力、邊界潤滑下的生存能力和干摩擦下生存能力的總和，建立了各階段的預(yù)測模型，并給出了生存能力預(yù)測方法。對于轉(zhuǎn)速為8000RMIN，轉(zhuǎn)矩為4478NM的算例進行了分析，其失油狀態(tài)下的生存能力為1265分鐘。⑺螺旋錐齒輪失油狀態(tài)下生存能力的研究表明，輪齒的相對滑動速度、齒面摩擦系數(shù)和齒間載荷分配決定了其生存能力。提出了提高螺旋錐齒輪失油狀態(tài)下生存能力的措施，并從減小摩擦系數(shù)方面進行了模擬試驗研究。制備的納米添加劑和采用激光熔覆技術(shù)制備的復(fù)合自潤滑涂層均能有效減小摩擦系數(shù)，提高其生存能力。

簡介：CBTCOMPUTERBASEDTRAINING系統(tǒng)作為先進培訓(xùn)技術(shù)的重要組成部分，在民航業(yè)的飛行員培訓(xùn)和機務(wù)培訓(xùn)中具有重要作用。飛行CBT在國內(nèi)外航空公司已有大量的應(yīng)用，而部署機務(wù)CBT系統(tǒng)也是是國內(nèi)二級維修單位的必備條件。本文的工作圍繞CBT系統(tǒng)開發(fā)過程中，利用術(shù)語定義抽取技術(shù)從專業(yè)文獻中獲取專業(yè)相關(guān)知識所需的關(guān)鍵技術(shù)展開，并探索了將定義知識應(yīng)用于智能CBT系統(tǒng)中的方法。本文的主要研究內(nèi)容如下1建設(shè)術(shù)語定義抽取實驗用語料庫。語料庫是所有自然語言處理研究必須要解決的問題，但是目前國內(nèi)外并沒有現(xiàn)成的專供航空領(lǐng)域中文術(shù)語定義抽取研究的語料庫，所以本文的第一項工作就是建設(shè)一個實驗用語料庫。根據(jù)實驗要求，確立了第一階段語料庫的建設(shè)規(guī)模，并建立了本文語料庫的開發(fā)規(guī)范并開發(fā)了相應(yīng)的配套軟件還對語料庫的各種信息進行了詳細統(tǒng)計，以此作為本文后續(xù)研究的基礎(chǔ)。2確定進行術(shù)語定義抽取的基本方法。由于研究目的不同，以往用于解決自動問答和搜索引擎排序問題的方法在本文中并不適用。針對術(shù)語定義在語料中分布極不平衡的情況，提出以平衡隨機森林方法來解決術(shù)定義抽取問題針對構(gòu)建平衡訓(xùn)練集時隨機產(chǎn)生合成樣本的方法無法有效鞏固是少數(shù)類密集分布區(qū)域邊界的問題，提出了采用基于實例距離分布信息定義的重采樣策略，相比隨機重采樣方法，提高了定義抽取的F1MEASURE和F2MEASURE。3改進術(shù)語定義抽取的特征選擇方法。針對術(shù)語定義抽取語料中，數(shù)據(jù)分布不平衡以及定義句內(nèi)部存在小析取項這兩個問題，從特征選擇角度提出基于類間分布差異和類內(nèi)分布差異的特征選擇方法。該方法改進了傳統(tǒng)特征選擇函數(shù)依賴詞頻統(tǒng)計結(jié)果主要衡量特征的類間分布差異的缺點。實驗證明在應(yīng)用于平衡隨機森林方法時可以以更少的特征達到與傳統(tǒng)FILTER方法同樣的F1MEASURE和F2MEASURE。4利用多層次語言學(xué)特征進行定義抽取。本文對在信息抽取不同子課題中使用多層次語言學(xué)特征的情況進行了總結(jié)，針對定義抽取領(lǐng)域中由于缺乏可定量計算的方法，導(dǎo)致無法在進行定義抽取時充分利用語言學(xué)特征的問題，以信息熵為基礎(chǔ)提出使用不同層次間的特征組合的組合熵來計算不同層次的特征組合對定義抽取的影響，并結(jié)合前文的特征選擇框架用于多層次特征的篩選。該方法為研究不同層次的語言學(xué)特征在定義抽取中的作用和利用這些特征進行定義抽取提供了一種可計算的方法。實驗證明了該方法的正確性和有效性。5設(shè)計并實現(xiàn)了CBT智能考核系統(tǒng)。針對現(xiàn)有AIGAUTOMATICITEMGENERATION技術(shù)不利于生成專業(yè)領(lǐng)域的試題而且干擾項的迷惑性也較弱的問題。本文以加工定義知識得到的多種知識表達為基礎(chǔ)，設(shè)計了利用句型模板庫和知識點庫生成考核試題的題面，從領(lǐng)域本體生成千擾項的自動試題生成和評價系統(tǒng)。該方法可以有效滿足CBT系統(tǒng)中對于專業(yè)知識的自動考核和評價的需求，同時能夠大幅減輕開發(fā)題庫和組卷所需的工作量。