簡(jiǎn)介：隨著我國(guó)航天產(chǎn)業(yè)的不斷發(fā)展型號(hào)產(chǎn)品的種類和數(shù)量都大幅增長(zhǎng)對(duì)節(jié)拍控制的要求也越來(lái)越高如何更好地實(shí)現(xiàn)裝配平衡減少不同裝配工位上由于節(jié)拍不一致造成的時(shí)間、資源浪費(fèi)成為擺在航天企業(yè)面前亟待解決的問(wèn)題。本文以航天產(chǎn)品裝配過(guò)程平衡為研究對(duì)象通過(guò)合理的裝配單元?jiǎng)澐謱?duì)復(fù)雜的物流過(guò)程進(jìn)行建模與仿真優(yōu)化以實(shí)現(xiàn)工藝布局的合理規(guī)劃、以及裝配流程的平衡化。論文所做的研究工作主要有以下幾點(diǎn)1分析了航天產(chǎn)品的基本屬性和裝配過(guò)程特點(diǎn)以研究裝配平均負(fù)荷平衡為切入點(diǎn)研究裝配的動(dòng)態(tài)平衡效果。2針對(duì)航天產(chǎn)品裝配過(guò)程的典型特征提出了裝配單元?jiǎng)澐址椒ㄔ诖嘶A(chǔ)上借助PERT圖合理規(guī)劃不同裝配單元下的設(shè)備間關(guān)系。同時(shí)結(jié)合學(xué)習(xí)曲線效率考慮航天產(chǎn)品裝配過(guò)程中的不定因素內(nèi)容構(gòu)建仿真模型進(jìn)行評(píng)估、優(yōu)化。3采用參數(shù)化建模思想構(gòu)建了物流模型參數(shù)化配置系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)從數(shù)據(jù)源到仿真模型的單向信息流動(dòng)。通過(guò)借助XML跨平臺(tái)數(shù)據(jù)交換技術(shù)自動(dòng)讀取模型參數(shù)化界面的相關(guān)工藝信息完成了串行、并行裝配工藝邏輯的自動(dòng)調(diào)整實(shí)現(xiàn)了數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)下模型自動(dòng)生成。4對(duì)基于仿真的優(yōu)化問(wèn)題進(jìn)行了研究建立了以平滑指數(shù)最小為目標(biāo)以給定裝配工藝內(nèi)容、車(chē)間布局、物流路徑為約束條件的優(yōu)化模型。并通過(guò)改進(jìn)的遺傳算法進(jìn)行關(guān)鍵設(shè)備數(shù)量的求解。最后以某航天產(chǎn)品的裝配過(guò)程為案例進(jìn)行研究驗(yàn)證了該方法的有效性和可行性。

簡(jiǎn)介：本文在分析國(guó)內(nèi)外有關(guān)激光噴丸新技術(shù)及其阿爾明試片表征方法現(xiàn)狀基礎(chǔ)上提出了基于板厚效應(yīng)的激光噴丸強(qiáng)度試片弧高表征法和殘余應(yīng)力表征法實(shí)驗(yàn)研究了試片弧高和殘余應(yīng)力對(duì)激光噴丸強(qiáng)度的表征情況并進(jìn)一步對(duì)激光噴丸強(qiáng)化小孔的效果表征進(jìn)行探討主要工作如下1分析了激光噴丸的強(qiáng)化和變形機(jī)理給出了激光噴丸變形公式模擬了激光噴丸過(guò)程中不同板厚對(duì)殘余應(yīng)力和試片變形的影響。為研究基于板厚效應(yīng)的激光噴丸強(qiáng)度試片弧高表征和殘余應(yīng)力表征奠定理論基礎(chǔ)。2參考阿爾明試片重點(diǎn)考慮阿爾明試片厚度上存在的問(wèn)題制作了不同厚度的激光噴丸強(qiáng)度表征試片為研究不同厚度試片在相同的激光噴丸條件下的不同表現(xiàn)奠定實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)。3分別將激光噴丸后的試片弧高和表面殘余應(yīng)力作為表征激光噴丸強(qiáng)度的參量實(shí)驗(yàn)研究了不同厚度試片的弧高和表面殘余應(yīng)力對(duì)激光噴丸強(qiáng)度的表征情況。結(jié)果表明試片弧高適用于表征噴丸強(qiáng)度不同厚度試片適合表征不同范圍的激光噴丸強(qiáng)度；表面殘余應(yīng)力波動(dòng)大規(guī)律不明顯不建議單一采用殘余應(yīng)力方來(lái)表征激光噴丸強(qiáng)度在必要時(shí)可用于輔助表征。4在進(jìn)行噴丸強(qiáng)度表征研究的基礎(chǔ)上進(jìn)一步對(duì)噴丸強(qiáng)化效果表征進(jìn)行研究。通過(guò)對(duì)沖擊后的試片進(jìn)行開(kāi)孔將開(kāi)孔后的弧高、試片孔邊緣和孔內(nèi)壁殘余應(yīng)力作為參量實(shí)現(xiàn)小孔強(qiáng)化的效果表征。研究表明三種參量的規(guī)律復(fù)雜有待進(jìn)一步研究。

簡(jiǎn)介：隨著我國(guó)航空事業(yè)的飛速發(fā)展，人們對(duì)航空通信無(wú)線業(yè)務(wù)的要求越來(lái)越高。高速發(fā)展的航空通信無(wú)線業(yè)務(wù)必然要求更多更有效的無(wú)線頻譜資源，然而，目前無(wú)線網(wǎng)絡(luò)普遍采用的都是固定的頻譜分配策略，其頻譜的管理和分配接入制度不合理，造成了現(xiàn)有的本來(lái)就稀缺的頻譜資源利用率低，使得大部分頻譜沒(méi)有被充分利用。有效地頻譜分配和頻譜接入策略可以有效地緩解頻譜資源稀缺這一重大的問(wèn)題，因此，為了滿足日益增長(zhǎng)的航空無(wú)線通信業(yè)務(wù)，研究適用于航空通信網(wǎng)的有效的頻譜分配和頻譜接入方案將成為迫在眉睫的問(wèn)題。目前，國(guó)際上提出航空通信網(wǎng)絡(luò)將是一個(gè)由天基系統(tǒng)、空基系統(tǒng)和路基系統(tǒng)構(gòu)成的一體化系統(tǒng)，在理想的情況下，航空通信網(wǎng)絡(luò)可以視為航空自組網(wǎng)絡(luò)。本文研究了適用于航空自組網(wǎng)的動(dòng)態(tài)頻譜分配和頻譜接入方案，用經(jīng)濟(jì)學(xué)的博弈理論和隨機(jī)過(guò)程理論研究航空自組網(wǎng)主干網(wǎng)絡(luò)的頻譜利用問(wèn)題。針對(duì)航空自組網(wǎng)中單個(gè)主用戶和多個(gè)次級(jí)用戶使用同一段頻譜的場(chǎng)景，本文提出了一種有效地頻譜分配和頻譜接入方案。在主用戶沒(méi)有接入頻譜時(shí)，利用卡庫(kù)諾COURNOT博弈模型對(duì)頻譜分配過(guò)程進(jìn)行了建模，在最大化主用戶效用的前提下，最大化各次級(jí)用戶效用，并驗(yàn)證了該策略下各次級(jí)用戶能公平地分配空閑頻譜資源；在主用戶接入頻譜資源時(shí)，利用隨機(jī)過(guò)程理論，構(gòu)造了主用戶優(yōu)先的、基于排隊(duì)緩沖機(jī)制的馬爾科夫鏈頻譜接入模型，提高了接入時(shí)的頻譜利用率，并且得到了該方案下的系統(tǒng)統(tǒng)計(jì)特性，最后，為了減少由于各次級(jí)用戶的相互干擾造成的系統(tǒng)吞吐量的下降，提出了一種次級(jí)用戶接入控制策略，基于PF準(zhǔn)則的該策略能在系統(tǒng)吞吐量和公平性之前取得一個(gè)很好的折衷，在一定程度上保證了系統(tǒng)性能。通過(guò)數(shù)值試驗(yàn)得到，本文提出的動(dòng)態(tài)頻譜分配方案和頻譜接入方案都能夠很好的適用于航空自組網(wǎng)絡(luò)模型。在航空自組網(wǎng)中研究有效的頻譜分配和頻譜接入技術(shù)非常地重要，本文研究了一種系統(tǒng)模型較為簡(jiǎn)單的頻譜分配和頻譜接入方案，并且得到了該方案下系統(tǒng)的各個(gè)統(tǒng)計(jì)特性。在將來(lái)，多個(gè)主用戶多個(gè)次級(jí)用戶的應(yīng)用場(chǎng)景及多優(yōu)先級(jí)的接入系統(tǒng)將會(huì)成為研究對(duì)象，航空自組網(wǎng)的頻譜分配和頻譜接入技術(shù)將會(huì)日趨成熟和完善。

簡(jiǎn)介：本文針對(duì)某飛機(jī)制造公司進(jìn)口俄羅斯的航空電纜觸頭釬焊技術(shù)與設(shè)備國(guó)產(chǎn)化科研課題，進(jìn)行技術(shù)消化和分析，在此基礎(chǔ)上對(duì)航空電纜觸頭釬焊設(shè)備進(jìn)行國(guó)產(chǎn)化研制。主要內(nèi)容如下1對(duì)進(jìn)口釬焊設(shè)備的技術(shù)消化與分析即對(duì)進(jìn)口釬焊設(shè)備的現(xiàn)狀進(jìn)行了解和學(xué)習(xí)，得出進(jìn)口釬焊設(shè)備所存在的問(wèn)題，進(jìn)行進(jìn)口釬焊設(shè)備現(xiàn)場(chǎng)測(cè)繪，詳細(xì)得知進(jìn)口釬焊設(shè)備的情況，為以后樣機(jī)的研制打下堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。2航空電纜觸頭釬焊原理的學(xué)習(xí)和理解。3航空電纜觸頭釬焊方法的試驗(yàn)研究即明確設(shè)計(jì)要求；設(shè)計(jì)加工試驗(yàn)設(shè)備；進(jìn)行實(shí)際工件試驗(yàn)；對(duì)試驗(yàn)后所存在的問(wèn)題進(jìn)行分析研究；得出結(jié)論，為以后樣機(jī)研制提供指導(dǎo)。4航空電纜觸頭釬焊樣機(jī)的設(shè)計(jì)與研制即根據(jù)研究的目的，設(shè)計(jì)的要求進(jìn)行總體設(shè)計(jì)；分別對(duì)具體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，包括雙工位工作臺(tái)的設(shè)計(jì)，腳踏夾緊機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)，電纜夾持機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)，桌子的設(shè)計(jì)；樣機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，包括電氣控制系統(tǒng)的要求，電氣控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，電氣控制工作原理，PLC控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，PLC程序。5樣機(jī)的性能試驗(yàn)與考核通過(guò)焊錫熔化溫度與電流關(guān)系的試驗(yàn)，找出最佳運(yùn)行參數(shù)的曲線；對(duì)加熱過(guò)程中電路通斷延時(shí)時(shí)間的試驗(yàn)確定，得到最佳延時(shí)時(shí)間設(shè)定。電流表顯示與實(shí)際工作電流關(guān)系的試驗(yàn)，得到計(jì)算關(guān)系式。經(jīng)過(guò)以上所做的工作，使研制的樣機(jī)具有原進(jìn)口設(shè)備加工的同等效果；加工工件完全滿足技術(shù)要求；提高了加工效率；達(dá)到了項(xiàng)目甲方對(duì)設(shè)備的工作要求及釬焊焊接工藝要求；樣機(jī)的造價(jià)僅需進(jìn)口設(shè)備的三分之一。同時(shí)也得到了一些建議，今后在此種設(shè)備制造過(guò)程中，考慮增設(shè)釬焊溫度顯示及溫控閉環(huán)控制；電氣設(shè)備安裝空間應(yīng)大些，以便安裝和檢修。

簡(jiǎn)介：該文主要采用數(shù)值模擬、理論分析、實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證等方法對(duì)航空構(gòu)件淬火殘余應(yīng)力的產(chǎn)生及影響進(jìn)行了研究主要工作集中在以下幾個(gè)方面1、闡述了本學(xué)位論文的選題背景在查閱國(guó)內(nèi)外研究文獻(xiàn)的基礎(chǔ)上歸納總結(jié)了航空鋁合金淬火殘余應(yīng)力的研究概況給出了論文的主要研究目標(biāo)、內(nèi)容及方法2、建立了航空鋁合金板材淬火過(guò)程的彈塑性力學(xué)模型對(duì)航空鋁合金板材溫度場(chǎng)與應(yīng)力場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬模擬過(guò)程考慮了材料特性隨溫度變化的影響并對(duì)不同的淬火影響因素進(jìn)行了分析對(duì)機(jī)械拉伸法消除鋁合金板材殘余應(yīng)力進(jìn)行了模擬研究將研究結(jié)果與相關(guān)文獻(xiàn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果作了比較驗(yàn)證取得了較好的一致性3、研究了鋁合金板材材料去除過(guò)程中由殘余應(yīng)力釋放引起變形的數(shù)值求解方法4、建立了某軍用飛機(jī)隔框零件比例件三維淬火過(guò)程有限元模型模擬得到其三維瞬態(tài)溫度場(chǎng)與應(yīng)力場(chǎng)研究了隔框比例件在不同材料去除過(guò)程中由殘余應(yīng)力釋放引起的變形問(wèn)題對(duì)底面加工、槽面加工時(shí)殘余應(yīng)力釋放引起的變形進(jìn)行數(shù)值模擬得到了殘余應(yīng)力對(duì)隔框構(gòu)件加工變形影響最小的材料去除方式

簡(jiǎn)介：航空相機(jī)是為新型戰(zhàn)術(shù)偵察機(jī)配備的可見(jiàn)光膠片型偵察相機(jī)設(shè)備，航空相機(jī)檢測(cè)儀是為航空相機(jī)設(shè)計(jì)的配套地面檢測(cè)系統(tǒng)。該檢測(cè)儀為實(shí)現(xiàn)相機(jī)的整機(jī)檢測(cè)，必須能夠模擬飛機(jī)任務(wù)系統(tǒng)對(duì)相機(jī)進(jìn)行控制。航空相機(jī)性能測(cè)試模擬仿真系統(tǒng)則是適應(yīng)這種要求而設(shè)計(jì)的。本文采用ARINC429通訊規(guī)范，研究了航空相機(jī)性能測(cè)試模擬仿真系統(tǒng)。論文對(duì)仿真系統(tǒng)的總體方案進(jìn)行了設(shè)計(jì)。在此基礎(chǔ)上，采用PC104總線嵌入式計(jì)算機(jī)作為主控系統(tǒng)完成了系統(tǒng)的硬件設(shè)計(jì)；以WINDOWS98SE為平臺(tái)，使用VC60編制了仿真系統(tǒng)的軟件，最后通過(guò)實(shí)機(jī)調(diào)試驗(yàn)證了系統(tǒng)的功能。該系統(tǒng)可仿真航空相機(jī)載機(jī)管理系統(tǒng)中主控計(jì)算機(jī)對(duì)相機(jī)的控制，可模擬確定相機(jī)工作方式所需的飛機(jī)空中姿態(tài)數(shù)據(jù)，通過(guò)航空總線接口向航空相機(jī)發(fā)送控制指令及模擬數(shù)據(jù)，并接收、處理相機(jī)的工作反饋信息，將此信息以適當(dāng)?shù)姆绞斤@示出來(lái)，供地面檢查人員進(jìn)行相機(jī)工作狀態(tài)及工作故障的判斷。

簡(jiǎn)介：攪拌摩擦焊FSW是一項(xiàng)相對(duì)較新的固相連接方法，被譽(yù)為“繼激光焊后最具革命性的連接技術(shù)”，在鋁及鋁合金等輕質(zhì)合金連接方面具有明顯的優(yōu)勢(shì)。目前，國(guó)外對(duì)FSW接頭疲勞性能進(jìn)行了少量研究，國(guó)內(nèi)才剛剛開(kāi)始，對(duì)FSW焊接超硬鋁接頭的疲勞性能研究尚屬空白。本文主要對(duì)航空鋁合金LC4T4和7075T6FSWX對(duì)接接頭的疲勞性能進(jìn)行了研究，實(shí)驗(yàn)測(cè)定疲勞拉伸SN曲線，按照國(guó)際焊接學(xué)會(huì)IIW焊接接頭疲勞評(píng)定規(guī)范，計(jì)算出FSW接頭的疲勞特征值。同時(shí)利用金相組織觀察和顯微硬度測(cè)試對(duì)接頭焊縫各區(qū)域的組織和缺陷進(jìn)行分析討論。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，LC4T4和7075T6鋁合金FSW焊縫成形良好，焊后板材幾乎無(wú)變形；焊縫表面呈現(xiàn)半圓環(huán)曲線帶，焊縫中心有“洋蔥環(huán)”組織出現(xiàn)；FSW接頭存在兩個(gè)明顯的外部特征飛邊和凸臺(tái)。根據(jù)FSW過(guò)程中接頭材料的流動(dòng)性差異把接頭區(qū)域分為焊核區(qū)、機(jī)械熱影響區(qū)、熱影響區(qū)和母材區(qū)；FSW接頭的顯微硬度分布近似成W型，硬度的最低點(diǎn)出現(xiàn)在熱機(jī)影響區(qū)；在LC4T4鋁合金FSW接頭焊縫中存在少量氧化物夾雜和幾乎貫穿焊縫的弱連接缺陷，在7075T6中存在少量尺寸較小的弱連接缺陷。表面氧化物破碎不完全形成的弱連接缺陷幾乎存在于所有的鋁合金FSW接頭焊縫中，可看作是鋁合金FSW接頭焊縫的固有缺陷。疲勞拉伸試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析結(jié)果表明，在2106次疲勞循環(huán)次數(shù)時(shí)，LC4T4鋁合金FSW接頭在95％存活率下疲勞強(qiáng)度特征值為7985MPA，7075T6為7871MPA7075T6鋁合金FSW接頭的疲勞性能好于LC4T4；根據(jù)IIW疲勞評(píng)定規(guī)范，在2106次疲勞循環(huán)次數(shù)時(shí)，LC4T4和7075T6鋁合金FSW接頭疲勞強(qiáng)度明顯高于IIW疲勞設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)FAT28和FAT50。LC4T4和7075T6鋁合金FSW接頭疲勞SN數(shù)據(jù)全部高于疲勞設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)FAT28，在長(zhǎng)壽命區(qū)循環(huán)次數(shù)N105，其疲勞SN數(shù)據(jù)還高于疲勞設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)FAT50。說(shuō)明鋁合金熔焊疲勞設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)對(duì)FSW接頭有些保守，需要制定符合實(shí)際的FSW疲勞設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。

簡(jiǎn)介：整體結(jié)構(gòu)件的加工變形是航空制造業(yè)面臨的最突出問(wèn)題之一，多年來(lái)一直困擾航空工業(yè)。為了有效減小或抑制零件加工變形，對(duì)航空整體結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工變形進(jìn)行預(yù)測(cè)具有重要的意義和價(jià)值。本文在闡述航空整體結(jié)構(gòu)件國(guó)內(nèi)外加工研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，通過(guò)理論分析、有限元數(shù)值計(jì)算以及實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方法，從金屬切削原理入手，對(duì)航空整體結(jié)構(gòu)件的銑削加工變形預(yù)測(cè)進(jìn)行了較為深入的研究?；诟邷乩鞂?shí)驗(yàn)和高速壓縮實(shí)驗(yàn)，對(duì)航空鋁合金材料7050T7451靜、動(dòng)態(tài)力學(xué)性能進(jìn)行了研究，得到了材料的彈性模量、屈服極限、強(qiáng)度極限，建立了材料本構(gòu)關(guān)系模型。通過(guò)研究金屬切削加工模擬的若干關(guān)鍵技術(shù)，建立了鋁合金7050T7451二維正交直角切削加工和三維螺旋齒斜角切削加工的有限元模型。利用直角切削力和斜角切削力實(shí)驗(yàn)對(duì)該有限元模型進(jìn)行了驗(yàn)證。進(jìn)而，利用該模型對(duì)鋁合金材料進(jìn)行了切削加工模擬，分析了切削過(guò)程中的應(yīng)力、應(yīng)變、溫度等物理量。分析了切屑形成過(guò)程，模擬得到了切削力?；谌S螺旋齒斜角切削加工模擬結(jié)果，得到了整體結(jié)構(gòu)件銑削加工模擬所施加的切削力載荷。從提高有限元計(jì)算效率角度出發(fā)，提出了銑削加工模擬“分析步”網(wǎng)格劃分策略。通過(guò)切削載荷包括切削力和切削熱的施加，實(shí)現(xiàn)了切削加工過(guò)程中熱、力的耦合。通過(guò)三維螺旋齒斜角切削加工模擬得到的切削力，按照刀具的旋轉(zhuǎn)角度作用到切削部位。通過(guò)將銑削加工過(guò)程中的熱源簡(jiǎn)化為運(yùn)動(dòng)窄帶熱源，對(duì)工件進(jìn)行傳熱分析得到了切削溫度場(chǎng)。為了動(dòng)態(tài)施加模擬過(guò)程中的邊界條件和切削載荷、動(dòng)態(tài)去除材料和場(chǎng)量數(shù)據(jù)映射，開(kāi)發(fā)了接力計(jì)算系統(tǒng)。為了驗(yàn)證銑削加工模擬分析步網(wǎng)格劃分方法和建模思路，首先對(duì)三個(gè)小尺寸梁零件進(jìn)行了銑削加工模擬。模擬過(guò)程綜合考慮了材料毛坯內(nèi)初始?xì)堄鄳?yīng)力、切削載荷、裝夾、加工順序和走刀路徑等因素，并利用開(kāi)發(fā)的接力計(jì)算系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)銑削加工模擬過(guò)程的自動(dòng)化。通過(guò)加工實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了銑削加工模擬建模思路和模擬結(jié)果。在以上模擬分析和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，研究了大型航空整體結(jié)構(gòu)件梁的加工變形。鑒于該零件加工工藝復(fù)雜性和結(jié)構(gòu)復(fù)雜性，在分析航空結(jié)構(gòu)件有限元建模原則基礎(chǔ)上，對(duì)該零件進(jìn)行了工藝簡(jiǎn)化和有限元分析模型簡(jiǎn)化，進(jìn)而，采用銑削加工模擬的建模思路和方法對(duì)其進(jìn)行了銑削加工模擬，預(yù)測(cè)了零件整體變形，分析了零件變形后的緣條、腹板和筋條的應(yīng)力分布，模擬所得零件變形與現(xiàn)場(chǎng)加工基本一致。

簡(jiǎn)介：我國(guó)航空制造項(xiàng)目的計(jì)劃管理普遍采用網(wǎng)絡(luò)計(jì)劃技術(shù)，且有如下現(xiàn)狀工作分解多以手工方式為主；制定計(jì)劃時(shí)重點(diǎn)考慮時(shí)間而對(duì)于資源的關(guān)注不多，且邏輯關(guān)系的處理依靠大量的人機(jī)交互；通常不應(yīng)用計(jì)算機(jī)技術(shù)進(jìn)行計(jì)劃優(yōu)化。在上述背景下，重點(diǎn)研究了航空制造項(xiàng)目的計(jì)劃制定與優(yōu)化技術(shù)，提出了基于BOM的工作分解技術(shù)，研究了基于啟發(fā)式方法的分級(jí)網(wǎng)絡(luò)計(jì)劃制定技術(shù)，并設(shè)計(jì)了自適應(yīng)蟻群算法對(duì)網(wǎng)絡(luò)計(jì)劃進(jìn)行資源均衡優(yōu)化。在理論研究的基礎(chǔ)上，完成了原型系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與開(kāi)發(fā)工作。論文的主要工作包括1從航空制造項(xiàng)目工作分解的現(xiàn)狀入手，分析BOM與WBS之間的映射關(guān)系，建立了BOM和WBS的數(shù)學(xué)模型，提出了基于BOM的工作分解方法，將BOM中的信息通過(guò)設(shè)定的規(guī)則映射生成WBS內(nèi)容。2針對(duì)國(guó)內(nèi)外在搭接網(wǎng)絡(luò)計(jì)劃中搭接關(guān)系和搭接時(shí)距處理上的不足，提出了基于啟發(fā)式算法的航空制造項(xiàng)目計(jì)劃編制方法，解決了在資源約束條件下工作之間的串并行調(diào)度問(wèn)題，并在最早開(kāi)始時(shí)間的計(jì)算中動(dòng)態(tài)處理搭接關(guān)系問(wèn)題。3為得到最優(yōu)計(jì)劃方案，針對(duì)搭接網(wǎng)絡(luò)計(jì)劃，建立了資源均衡優(yōu)化的數(shù)學(xué)模型，并設(shè)計(jì)了自適應(yīng)蟻群系統(tǒng)的求解算法與實(shí)現(xiàn)過(guò)程。4介紹了基于BS架構(gòu)的計(jì)劃制定與優(yōu)化原型系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案和實(shí)現(xiàn)方法，結(jié)合某型飛機(jī)中外翼制造項(xiàng)目的運(yùn)行實(shí)例對(duì)系統(tǒng)的主要功能加以說(shuō)明。

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簡(jiǎn)介：中國(guó)民航大學(xué)碩士學(xué)位論文數(shù)據(jù)挖掘在航空安全自愿報(bào)告分析中的應(yīng)用研究姓名狄強(qiáng)申請(qǐng)學(xué)位級(jí)別碩士專業(yè)計(jì)算機(jī)應(yīng)用技術(shù)指導(dǎo)教師馮霞20070316中國(guó)民航大學(xué)碩士畢業(yè)論文ABSTRACTREPOSEDBYSOMECIVILAVIATIONPERSONNEL，SINOCONFIDENTIALAVIMIONSAFETYREPORTSCASRISSOMEKINDOFINFORMATIONWHICHMAINLYRECORDSTHEPROCESSOFTHECIVILAVIATIONOCCURRENCEEXPERIENCEDBYTHEREPORTERANDTHEREPORTSCONTAINSBOTHSTRUCTUREDTHEPLACE，THETIME，AIRCRAFTTYPE，AIRWAYSTYPE∞WELLASUNSTRUCTUREDDATATHEFREETEXTDESCRIPTIONOFTHEEVENTDATAMININGREFERSTOEXTRACTINGINTERESTINGPAREMORKNOWLEDGEFROMLARGEAMOUNTSOFDATATHISTHESISMAINLYDISCUSSESDATAMININGANDITSAPPLICATIONINTHEANALYSISOFSCASRTHETHESISDESCRIBESSOMEAPPROACHESTOFINDNONTRIVIAL，IMPLICILPREVIOUSLYUNKNOWNANDPOTENTIALLYUSEFULINFORMATIONORPATTERNSFROMSCASRDATABASEDONTHEANALYSISOFTHEDATAMININGTECHNOLOGIESASSOCIATIONRULESMINING，TEXTSEARCHINGTHECLUSTERINGANDSINOCONFIDENTIALAVIATIONSAFETYREPORTS，ANDTHEPRIMARYWORKOFTHISTHESISINCLUDES1PERFORMTHEDATAPREPROEESSINGOFSCASRUSINGTECHNOLOGIESOFDATACLEANING，DATAINTEGRATIONANDATTRIBUTEORIENTEDINDUCTION；2IMPROVETHEAPRIORIALGORITHMUSINGTHEHASHTABLEANDDATAPARTITIONANDAPPLYTHEIMPROVEDALGORITHMTOMINEMULTIDIMENSIONALASSOCIATIONRULESFROMSCASR；3SEARCHSIMILARREPORTSFROMTHEDATABASEOFSCASRBASEDONTHETECHNOLOGYOFIMPORTANTWORDSUSINGBOTHEUCLIDEANDISTANCEANDCOSINEDISTANCETOMEASURETHESIMILARITY；4CLUSTERTHEUNSTRUCTUREDPARTSOFTHESCASRUSINGTHEFUZZYCLUSTERING；5PRESENTSOMEAPPROACHESTOAPPLYDIFFERENTDATAMININGTECHNOLOGIESINTHEANALYSISOFSCASRTHEEXPERIMENTALRESULTSOFTHEAPPLICATIONSABOUTDIFFERENTDATAMININGMETHODSINCONFIDENTIALAVIATIONSAFETYREPORTSAREGIVENINTHISTHESIS，ANDWHATWEGETFROMTHEEXPERIMENTSAREASFOLLOWSTHESIGNIFICANTCIVILAVIATIONASSOCIATIONRULESCOULDBEFOUNDINANALYZINGSCASRUSINGDATAMININGTECHNOLOGIES；WECOULDGETTHECONNOTATIVERELATIONSBETWEENREPORTSUSINGTHECLUSTERINGANDTHESEARCHINGSIMILARREPORTSMETHODSANDCOSINEDISTANCEISMOREEFFECTIVETHANEUCLIDEANDISTANCEINTHECLUSTERINGANDSOONTHEPRESENTEDAPPLICATIONSTRATEGIESABOUTANALYZINGSCASRSHOULDBEANEWRESEARCHDIRECTIONKEYWORDSCONFIDENTIALAVIATIONSAFETYREPORTS；ASSOCIATIONRULESMINING；SIMILARINFORMATIONSEARCHING；IMPORTANTWORDS；CLUSTERINGⅡ

簡(jiǎn)介：在網(wǎng)絡(luò)技術(shù)相當(dāng)發(fā)達(dá)的今天虛擬專網(wǎng)因?yàn)榫C合了傳統(tǒng)數(shù)據(jù)網(wǎng)絡(luò)的性能優(yōu)點(diǎn)隱秘、私有和QOS等和共享公共數(shù)據(jù)網(wǎng)絡(luò)的優(yōu)點(diǎn)簡(jiǎn)單和低成本而成為當(dāng)今網(wǎng)絡(luò)發(fā)展的最新趨勢(shì)這種組網(wǎng)技術(shù)有著強(qiáng)大的生命力和發(fā)展?jié)摿υ诤教旃揪W(wǎng)絡(luò)信息系統(tǒng)中公司總部和各個(gè)分公司已經(jīng)建立起自己的局域網(wǎng)但由于總部和分公司沒(méi)有直接的連結(jié)通道應(yīng)用軟件有一定的局限并且交流的方式也有一定的風(fēng)險(xiǎn)該文在調(diào)查分析了公司網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上應(yīng)用VPN技術(shù)把總部和各個(gè)分公司的局域網(wǎng)通過(guò)因特網(wǎng)連接起來(lái)組成自己的虛擬專網(wǎng)通過(guò)對(duì)VPN技術(shù)的研究和利用IPSEC隧道技術(shù)構(gòu)建安全內(nèi)聯(lián)網(wǎng)所面臨安全風(fēng)險(xiǎn)的分析及其可行性提出用了IPSEC隧道技術(shù)構(gòu)建航天金穗網(wǎng)絡(luò)安全網(wǎng)絡(luò)平臺(tái)的解決方案利用VPN技術(shù)構(gòu)建的航天金穗網(wǎng)絡(luò)內(nèi)聯(lián)網(wǎng)其體系結(jié)構(gòu)非常清晰是一個(gè)可滿足航天金穗信息系統(tǒng)安全需求的虛擬專網(wǎng)

簡(jiǎn)介：本文以提取航空Γ能譜測(cè)量中低能譜段有用信息為目的，設(shè)計(jì)了航空Γ能譜低能譜段規(guī)律研究的室內(nèi)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃兔商乜_實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，并?duì)混凝土、大理石和鐵三種材料進(jìn)行了室內(nèi)測(cè)量實(shí)驗(yàn)，得到不同條件下的低能段譜線。同時(shí)以LI、C、MG、AL、SI、P、S等作為吸收材料進(jìn)行了蒙特卡羅模擬，將所得的低能段譜線與室內(nèi)實(shí)驗(yàn)實(shí)測(cè)譜線進(jìn)行比較，得出了兩者形狀特征一致的結(jié)論。論文通過(guò)對(duì)實(shí)測(cè)和蒙特卡羅模擬實(shí)驗(yàn)得到的各條譜線進(jìn)行一、二階導(dǎo)數(shù)分析，總結(jié)出了航空Γ能譜低能譜段的一、二階導(dǎo)數(shù)特征，并在此基礎(chǔ)上利用回歸分析等數(shù)學(xué)方法，建立了蒙特卡羅模擬譜線的低能譜段平衡譜峰峰位和形狀特征與吸收介質(zhì)巖性參數(shù)之間的數(shù)理關(guān)系。根據(jù)這種關(guān)系，對(duì)混凝土和大理石的低能譜段平衡譜峰峰位能量進(jìn)行了回歸預(yù)測(cè)。將預(yù)測(cè)值與實(shí)測(cè)譜線所得的低能譜段平衡譜峰峰位能量比較，偏差極小，一方面論證了蒙特卡羅模擬譜線與實(shí)測(cè)譜線的一致性，另一方面也證明了利用蒙特卡羅模擬方法模擬計(jì)算的能譜信息來(lái)建立低能譜段的特征信息庫(kù)，進(jìn)而建立低能譜段特征與吸收介質(zhì)巖性參數(shù)之間的關(guān)系函數(shù)并用于預(yù)測(cè)不同參數(shù)的吸收介質(zhì)上方測(cè)量Γ能譜低能譜段的特征參數(shù)是一種可行的方法。這為依據(jù)航空Γ低能譜段規(guī)律進(jìn)行巖性參數(shù)分析奠定了方法學(xué)與理論基礎(chǔ)。通過(guò)對(duì)實(shí)測(cè)譜線數(shù)據(jù)和蒙特卡羅模擬數(shù)據(jù)的分析研究，本文建立了利用航空Γ低能譜段規(guī)律特征進(jìn)行巖性參數(shù)分析的數(shù)理模型，并根據(jù)不同材料低能段的康普頓散射截面和光電截面的特征規(guī)律，結(jié)合康普頓散射的角度、能量等分布概率，探討了航空Γ射線低能譜段平衡譜峰形成的原因及所遵循的規(guī)律，從理論上提出了航空Γ射線低能譜段解析的依據(jù)和指導(dǎo)方法。本文的主要研究成果與結(jié)論有1、航空Γ能譜低能譜段的形狀特征與放射源的種類、能量、空間分布狀況無(wú)關(guān)，只與吸收介質(zhì)的巖性參數(shù)有關(guān)。因而可以用人工Γ放射源代替天然Γ射線進(jìn)行航空伽瑪能譜低能譜段規(guī)律的研究；2、室內(nèi)實(shí)測(cè)實(shí)驗(yàn)與蒙特卡羅模擬對(duì)比研究表明，當(dāng)采用合適的蒙特卡羅模擬模型時(shí)，實(shí)測(cè)各種吸收介質(zhì)上的散射Γ譜與蒙特卡羅模擬譜是一致的，所以，可以利用蒙特卡羅模擬研究來(lái)補(bǔ)充實(shí)體實(shí)驗(yàn)中吸收材質(zhì)參數(shù)、空間組態(tài)、探測(cè)類型等方面的不足；3、利用航空伽瑪?shù)湍茏V段室內(nèi)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃兔商乜_模擬實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停O(shè)計(jì)了航空伽瑪能譜低能譜段規(guī)律研究的室內(nèi)實(shí)驗(yàn)方法和蒙特卡羅模擬實(shí)驗(yàn)方法，并分別對(duì)混凝土、大理石、鐵三種材料進(jìn)行了室內(nèi)實(shí)驗(yàn)測(cè)量，對(duì)LI、C、MG、AL、SI、P、S、FE等材料進(jìn)行了蒙特卡羅模擬實(shí)驗(yàn)，分別得出了不同實(shí)驗(yàn)條件下的伽瑪能譜低能譜段譜線；4、針對(duì)航空伽瑪能譜低能譜段的形狀特征和處理要求，編制了基于MFC的專用的數(shù)據(jù)處理程序，并利用該程序?qū)κ覂?nèi)實(shí)驗(yàn)測(cè)量譜線和蒙特卡羅模擬譜線進(jìn)行分析處理，結(jié)果表明利用人工伽瑪源進(jìn)行的室內(nèi)實(shí)驗(yàn)與自然伽瑪射線形成的航空伽瑪能譜低能譜段形狀特征一致，同時(shí)與蒙特卡羅模擬實(shí)驗(yàn)?zāi)M的譜線也是一致的；5、在解析航空伽瑪能譜低能譜段規(guī)律研究室內(nèi)實(shí)驗(yàn)譜線和蒙特卡羅模擬實(shí)驗(yàn)譜線一、二階導(dǎo)數(shù)的基礎(chǔ)上，歸納總結(jié)了航空伽瑪能譜低能譜段的一、二階導(dǎo)數(shù)特征，并以此為基礎(chǔ)提出了航空伽瑪能譜低能譜段的解析法；6、利用航空伽瑪能譜低能譜段的導(dǎo)數(shù)解析法，以室內(nèi)實(shí)驗(yàn)和蒙特卡羅實(shí)驗(yàn)所獲得的譜線規(guī)律進(jìn)行分析，利用回歸分析等數(shù)學(xué)方法建立了航空伽瑪能譜低能譜段特征與吸收介質(zhì)巖性參數(shù)之間的關(guān)系函數(shù)，并初步驗(yàn)證了該函數(shù)關(guān)系的可靠性；7、從不同材料低能譜段的康普頓散射截面和光電截面的特征規(guī)律和康普頓散射的分布幾率出發(fā)，探討了航空伽瑪?shù)湍茏V段平衡譜峰的成因，并利用回歸分析等方法建立了康普頓散射截面與光電截面的交點(diǎn)與平衡譜峰峰位能量、計(jì)數(shù)、不同能量段的積分計(jì)數(shù)之間的相關(guān)關(guān)系曲線，從理論上建立了航空伽瑪能譜低能譜段規(guī)律研究和應(yīng)用的參考模型。

簡(jiǎn)介：隨著民航業(yè)務(wù)發(fā)展和信息化水平的提高，以及航空市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)的加劇，系統(tǒng)集成對(duì)于航空企業(yè)的發(fā)展越來(lái)越重要。傳統(tǒng)的系統(tǒng)缺乏靈活性，不能隨需應(yīng)變，各個(gè)系統(tǒng)相互獨(dú)立，缺乏有機(jī)地整合，服務(wù)渠道混亂。不同的業(yè)務(wù)系統(tǒng)，因開(kāi)發(fā)商不同，實(shí)現(xiàn)技術(shù)和應(yīng)用平臺(tái)不一致。系統(tǒng)之間沒(méi)有互聯(lián)互通，數(shù)據(jù)分散，不能共享。各業(yè)務(wù)流程不能自動(dòng)銜接，企業(yè)出現(xiàn)了自成體系的信息化孤島，系統(tǒng)管理困難。針對(duì)這些問(wèn)題，本設(shè)計(jì)采用SOA架構(gòu)來(lái)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的架構(gòu)設(shè)計(jì)，利用WEBSERVICE技術(shù)，設(shè)計(jì)一套通用化的系統(tǒng)框架，解決信息化發(fā)展中遇到的障礙。本文首先對(duì)民航訂座系統(tǒng)的現(xiàn)狀、發(fā)展、系統(tǒng)等問(wèn)題進(jìn)行了分析，比較國(guó)內(nèi)外民航控制前端系統(tǒng)的的優(yōu)缺點(diǎn)，然后通過(guò)分析對(duì)比各系統(tǒng)框架的優(yōu)劣勢(shì)，提出了采用SOA的架構(gòu)來(lái)搭建系統(tǒng)架構(gòu)。最后重點(diǎn)介紹該系統(tǒng)架構(gòu)的設(shè)計(jì)及實(shí)現(xiàn)。為驗(yàn)證此架構(gòu)，在此架構(gòu)上，我們開(kāi)發(fā)了民航訂座業(yè)務(wù)系統(tǒng)。系統(tǒng)采用SOA架構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，用BS和CS兩種訪問(wèn)方式搭建系統(tǒng)架構(gòu)，以WINFM和WEB兩種方式實(shí)現(xiàn)了與航信主機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互，構(gòu)建了一個(gè)易擴(kuò)展、易維護(hù)的插件架構(gòu)平臺(tái)。通過(guò)具體的民航訂票業(yè)務(wù)進(jìn)行架構(gòu)驗(yàn)證。系統(tǒng)通過(guò)代碼共享和服務(wù)共享，來(lái)滿足各個(gè)航空公司的需求，使得今后各個(gè)航空公司的業(yè)務(wù)開(kāi)發(fā)中，只需要在此框架下進(jìn)行業(yè)務(wù)邏輯構(gòu)建，就可以完成系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。這對(duì)于民航系統(tǒng)的整合和集成有重要的意義。本設(shè)計(jì)基于航信主機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行外圍開(kāi)發(fā)，利用ETERM接口和ETERMAGENT作為數(shù)據(jù)訪問(wèn)中介，實(shí)現(xiàn)了集成式的接口調(diào)用。使得業(yè)務(wù)系統(tǒng)可以任意選擇與航信主機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)的交互的方式，這在當(dāng)前民航業(yè)內(nèi)是第一次集成，具有一定的創(chuàng)新性。同時(shí)，本系統(tǒng)還集成了多數(shù)據(jù)庫(kù)版本，可選擇SQLSERVER，ACLE、ACCESS數(shù)據(jù)，提高了系統(tǒng)的可用性和可擴(kuò)展性，架構(gòu)上具有一定的創(chuàng)新性。

簡(jiǎn)介：激光強(qiáng)化技術(shù)與傳統(tǒng)的機(jī)械噴丸、冷擠壓技術(shù)相比有一定的相似性但是又有著非常大的區(qū)別它是利用高功率、短脈沖的強(qiáng)激光輻射覆蓋有約束層和涂層的金屬材料表面時(shí)由于激光誘導(dǎo)產(chǎn)生的沖擊波峰值壓力大于材料的動(dòng)態(tài)屈服強(qiáng)度使材料表層組織產(chǎn)生密集、均勻以及穩(wěn)定的位錯(cuò)結(jié)構(gòu)促使金屬表面發(fā)生塑性變形并在金屬表面層內(nèi)形成殘余壓應(yīng)力從而提高金屬零件的機(jī)械性能。本文將激光強(qiáng)化技術(shù)應(yīng)用到7050T7451航空鋁合金小孔強(qiáng)化中對(duì)小孔強(qiáng)化技術(shù)以及殘余應(yīng)力的分布運(yùn)用模擬和實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的方法進(jìn)行優(yōu)化研究和探索旨在提高板料的疲勞壽命。本文主要工作和結(jié)果有以下幾點(diǎn)1以有限元軟件ABAQUS為平臺(tái)建立了高應(yīng)變率下激光沖擊強(qiáng)化的有限元模型研究了短脈沖高能量激光束加載下金屬材料的動(dòng)態(tài)本構(gòu)模型以及應(yīng)力波在板料內(nèi)部的傳播情況和誘導(dǎo)殘余應(yīng)力產(chǎn)生的過(guò)程。2采用激光沖擊搭接技術(shù)解決了激光沖擊后對(duì)數(shù)值模型進(jìn)行開(kāi)小孔的處理方法。以功率密度、脈沖寬度、激光光斑直徑為研究對(duì)象模擬并分析了這些因素在單獨(dú)改變時(shí)帶狀搭接沖擊和環(huán)形搭接沖擊對(duì)板料上表面、孔壁厚度方向、下表面殘余應(yīng)力分布的影響。研究發(fā)現(xiàn)在激光搭接沖擊后沖擊區(qū)域表面會(huì)產(chǎn)生較大的殘余壓應(yīng)力在孔壁厚度方向離沖擊表面1～16MM處會(huì)形成殘余壓應(yīng)力層同時(shí)在孔壁厚度中心處會(huì)產(chǎn)生較大的殘余拉應(yīng)力。3在數(shù)值模擬的基礎(chǔ)上以正交模擬實(shí)驗(yàn)為手段對(duì)7050T7451航空鋁合金在帶狀沖擊和環(huán)形沖擊的沖擊參數(shù)利用正交法對(duì)激光功率密度和激光光斑進(jìn)行了優(yōu)化結(jié)果表明功率密度對(duì)殘余應(yīng)力分布的影響是顯著的雙面帶狀沖擊下優(yōu)化結(jié)果是激光功率密度9GWCM2光斑直徑為6MM雙面環(huán)形沖擊下優(yōu)化結(jié)果是激光功率密度9GWCM2光斑直徑為4MM。同時(shí)對(duì)優(yōu)化的結(jié)果運(yùn)用實(shí)驗(yàn)手段進(jìn)行驗(yàn)證發(fā)現(xiàn)板料的疲勞壽命明顯提高了與模擬的結(jié)果有很好的一致性。