簡介：隨著近年來對航空航天系統(tǒng)的可靠性要求不斷增長航天繼電器作為故障率最高的元器件之一其壽命和可靠性也亟需提高。因此航天繼電器的失效機(jī)理與壽命預(yù)測方法的研究具有重要的理論意義和實(shí)用價值。從電弧侵蝕和材料轉(zhuǎn)移的角度觀測繼電器觸點(diǎn)表面形貌并結(jié)合繼電器在壽命試驗(yàn)中監(jiān)測到的敏感參數(shù)退化趨勢分析航天繼電器失效機(jī)理與失效模式。本文對阻性負(fù)載、容性負(fù)載和感性負(fù)載下的航天繼電器進(jìn)行壽命試驗(yàn)分別進(jìn)行失效機(jī)理及模式分析比較不同負(fù)載條件對航天繼電器失效機(jī)理及模式的影響?；诿舾袇?shù)的數(shù)據(jù)利用主元分析和馬氏距離判別法進(jìn)行航天繼電器失效機(jī)理判別。通過失效機(jī)理分析和敏感參數(shù)退化趨勢的觀測確定不同失效模式下的預(yù)測變量及其失效閾值。提出基于敏感參數(shù)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立航天繼電器的退化模型。為了提高退化模型的精度采用野值剔除、平滑處理及小波變換等方法對敏感數(shù)據(jù)進(jìn)行消噪。用失效繼電器的實(shí)際壽命與退化模型的預(yù)測壽命進(jìn)行比較驗(yàn)證退化模型的正確性。設(shè)計并研制了航天繼電器可靠性壽命試驗(yàn)系統(tǒng)。整個系統(tǒng)由硬件系統(tǒng)、下位機(jī)軟件系統(tǒng)和上位機(jī)軟件系統(tǒng)組成。硬件系統(tǒng)完成實(shí)時采集航天繼電器觸點(diǎn)電壓、觸點(diǎn)電流、線圈電流和觸點(diǎn)壓降的信號通過下位機(jī)軟件算法計算得到敏感參數(shù)的數(shù)值并傳送給上位機(jī)。上位機(jī)完成參數(shù)設(shè)置、敏感參數(shù)顯示并保存完成基于后續(xù)數(shù)據(jù)的失效機(jī)理分析、失效模式判別、壽命預(yù)測等功能。

簡介：隨著航空事業(yè)的發(fā)展，對飛機(jī)供電的要求日益提高。在提高發(fā)電機(jī)容量的基礎(chǔ)上，二次電源的地位和作用愈顯重要。靜止變流器因其高效率、高功率密度、高可靠性等優(yōu)點(diǎn)引起人們越來越多的關(guān)注和研究。本文以單級式單相航空靜止變流器為主要研究對象，通過對常用的DCAC主電路拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)比較分析，選擇拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)簡單、適用于中小容量的全橋全波式電路結(jié)構(gòu)作為主電路拓?fù)?。針對因逆變器輸出方波電壓含有較大諧波導(dǎo)致變壓器壽命減少及電磁干擾大、電磁兼容性差的問題，選擇將負(fù)載諧振變換電路作為中間電壓信號變換環(huán)節(jié)的方案。本文采用雙極性雙調(diào)制波SPWM控制方式，分析在此控制方式下主電路拓?fù)涞姆€(wěn)態(tài)工作原理。對比幾種諧振電路優(yōu)缺點(diǎn)后選擇LCC型負(fù)載諧振變換器，對其穩(wěn)態(tài)工作原理進(jìn)行了詳細(xì)分析，并利用MATLAB軟件研究其輸出特性。詳細(xì)說明諧振電路的參數(shù)設(shè)計步驟，并設(shè)計出一組參數(shù)。在PSIM仿真環(huán)境下建立系統(tǒng)仿真模型，給出仿真結(jié)果與分析。最后以TMS320F2812DSP為核心控制芯片，編寫系統(tǒng)軟件程序，設(shè)計驅(qū)動電路、反饋調(diào)理電路、系統(tǒng)保護(hù)電路、換流重疊電路等。根據(jù)設(shè)計搭建實(shí)驗(yàn)平臺，進(jìn)行硬件電路聯(lián)合調(diào)試，并給出實(shí)驗(yàn)結(jié)果。結(jié)果表明全橋逆變器開關(guān)管均實(shí)現(xiàn)了零電壓開通，周波變換器開關(guān)管均實(shí)現(xiàn)了零電流關(guān)斷。通過實(shí)驗(yàn)及仿真結(jié)果證明本文方案的正確性。

簡介：一直以來，航空器的動力模塊都是整個航空系統(tǒng)的核心技術(shù)所在，各個國家對航空發(fā)動機(jī)的設(shè)計與研發(fā)從未停止。航空葉輪是航空發(fā)動機(jī)的重要零件之一，其質(zhì)量直接影響到航空發(fā)動機(jī)組的使用壽命及安全性能。隨著工業(yè)技術(shù)的提升與發(fā)展，新型的航空葉輪不斷涌現(xiàn)，然而，與其相應(yīng)的檢測方法尚未成熟，為保證生產(chǎn)質(zhì)量，亟需一種可靠、準(zhǔn)確、直觀的檢測方法來對航空葉輪進(jìn)行質(zhì)量檢測。航空葉輪是一種結(jié)構(gòu)復(fù)雜的新型工件，目前并沒有與其對應(yīng)的成熟的無損檢測方法。因此，本課題在掌握了超聲波檢測原理與相關(guān)方法的基礎(chǔ)上，結(jié)合自行研制的超聲特征成像掃描系統(tǒng)，提出了關(guān)于航空葉輪真空擴(kuò)散焊界面的自動成像檢測方法。首先，本文重點(diǎn)研究了關(guān)于航空葉輪的超聲波檢測方法，分析了超聲波的發(fā)射與接收方式，超聲波的各種分類以及基本參量。其次，研究與分析了幾種發(fā)展較為迅速的超聲波成像技術(shù)，對幾種典型超聲波成像方法在航空葉輪的應(yīng)用上的優(yōu)勢及不足進(jìn)行了對比，并最終確定基本檢測依據(jù)。然后，針對航空葉輪超聲波檢測進(jìn)行了手動實(shí)驗(yàn)，確定了檢測過程中的各項(xiàng)參數(shù)，包括檢測面、耦合劑、換能器的性能分析，得出了超聲波在葉輪中的傳播規(guī)律，保證了后續(xù)超聲波檢測方法的可行性。最后，設(shè)計了航空葉輪超聲波成像檢測系統(tǒng)的整體方案，整個方案包括設(shè)計方案、基本工作原理、基本檢測原理、機(jī)械裝置、電氣系統(tǒng)以及配套軟件。此外，論文采用鋁合金靈敏度試塊對所研制的檢測系統(tǒng)進(jìn)行測試，測試結(jié)果達(dá)到預(yù)期效果，檢測靈敏度符合要求，同時，對某單位生產(chǎn)的新型航空葉輪進(jìn)行了驗(yàn)證性檢測，評估了檢測方法的可靠性與可操作性。文章所設(shè)計的系統(tǒng)主要價值在于填補(bǔ)了新型航空葉輪超聲波無損檢測的空白，通過成像使得檢測結(jié)果更加直觀，降低了質(zhì)量評定的難度。每個航空葉輪的檢測時間為10分鐘，效率比手動檢測提高十倍。檢測的最小缺陷可達(dá)05MM。檢測結(jié)果采用圖像顯示的方式，直觀可靠，處理方式多樣。本課題以航空葉輪為研究對象，將超聲波成像檢測技術(shù)應(yīng)用到航空葉輪的質(zhì)量檢測，設(shè)計了一套針對航空葉輪超聲波成像檢測系統(tǒng)。為航空葉輪重要部位的質(zhì)量評定提供了依據(jù)。

簡介：。拿’枝1℃B15J螋燃緲上夠師范大學(xué)碩士專業(yè)學(xué)位論文航空教學(xué)視頻字幕翻譯實(shí)踐報告以民航客艙服務(wù)與管理字幕英譯為例學(xué)院專業(yè)學(xué)位類別專業(yè)領(lǐng)域研究生姓名指導(dǎo)教師完成日期皇B國語望院翻逄亟差語箋逄龔艷娜王恿荏2立Z笙且一卜海師范人學(xué)碩士學(xué)位論文摘要摘要為了更好地滿足廣大觀眾的認(rèn)知需求，字幕翻譯事業(yè)在影視行業(yè)中逐步推廣開米。而作為一個新興研究領(lǐng)域，尤其是航空教學(xué)宇幕翻譯領(lǐng)域的研究，具有很大的研究價值和很廣的發(fā)展空間。本論文結(jié)合格特EMSTAUGUSTGUA的關(guān)聯(lián)翻譯理論，以筆者親身參與的翻譯實(shí)踐項(xiàng)目，即航空教學(xué)視頻民航客艙服務(wù)與管理字幕英譯為藍(lán)本，對教學(xué)字幕文本的翻譯進(jìn)行詳細(xì)的分析與研究。通過具體的文本案例分析，結(jié)合字幕翻譯的特點(diǎn)，本論文歸納總結(jié)了字幕翻譯的研究策略和翻譯技巧，證實(shí)關(guān)聯(lián)理論在字幕翻譯中的可行性。隨著時代的不斷發(fā)展，字幕翻譯的研究，尤其是教學(xué)字幕等稀缺領(lǐng)域的研究，需要理論支撐，而在翻譯團(tuán)隊(duì)的合作中，字幕翻譯的譯文準(zhǔn)確度也能夠得到保障。希望本次翻譯實(shí)踐報告能為今后航空教學(xué)字幕翻譯領(lǐng)域的研究工作提供新的研究視角與研究方法，從而普遍提高航空教學(xué)字幕翻譯水平，吸引更多的學(xué)者關(guān)注字幕翻譯這一新興領(lǐng)域的發(fā)展。關(guān)鍵詞航空教學(xué)；字幕翻譯；關(guān)聯(lián)理論；翻譯策略

簡介：航空Γ能譜儀已經(jīng)在礦產(chǎn)普查、環(huán)境調(diào)查、監(jiān)測與評價、基礎(chǔ)地質(zhì)調(diào)查研究、核事故應(yīng)急監(jiān)測和尋找丟失的輻射源等各個領(lǐng)域展開了應(yīng)用，并且取得了重大的成就。隨著我國經(jīng)濟(jì)建設(shè)的發(fā)展，航空Γ能譜儀應(yīng)用的研究越來越深入，必將發(fā)揮更大的作用。課題來源于國家863計劃重大項(xiàng)目航空伽瑪能譜勘查系統(tǒng)研發(fā)‖課題（項(xiàng)目編號2006AA06A207），主要研究航空Γ能譜儀中自動穩(wěn)譜的方法。針對航空能譜儀譜線數(shù)據(jù)的特點(diǎn)，選定了航空Γ能譜數(shù)據(jù)中不容易受到影響的峰作為參考峰，采用數(shù)控增益放大器以及數(shù)字能譜技術(shù)保證了硬件的穩(wěn)定性，應(yīng)用了峰位的計算與先進(jìn)算法相結(jié)合的方式來調(diào)節(jié)增益。該論文中設(shè)計了三種算法，其中有基于卡爾曼濾波器的穩(wěn)譜方法，基于逐次逼近算法的穩(wěn)譜方法，以及基于多參考峰的PID穩(wěn)譜方法。論文分析了能譜儀的譜線的特征，并且總結(jié)了譜漂產(chǎn)生的主要原因以及穩(wěn)譜方法。在此基礎(chǔ)上，分析了航空Γ能譜儀系統(tǒng)在非穩(wěn)譜狀態(tài)下，譜漂與工作時間的關(guān)系。按照參考峰的選擇，譜漂的計算，參數(shù)的校正幾個方面對現(xiàn)有的幾種穩(wěn)譜方式進(jìn)行了闡述。在硬件部分，本文重點(diǎn)介紹了航空能譜儀系統(tǒng)硬件的幾個關(guān)鍵技術(shù)，其中有以乘法器AD734為核心的數(shù)控增益放大器的設(shè)計，以高速ADC、CPLD以及主控器STM32構(gòu)成的能譜數(shù)字化處理部分。在軟件部分，根據(jù)航空Γ能譜儀譜線的特征，選定了K146MEV，TH（262MEV）和U（176MEV）三個特征峰作為參考峰的，采用計算峰位與設(shè)定的峰位之間的差值來調(diào)節(jié)能譜儀的數(shù)控增益放大器的放大倍數(shù)的基本思路。在論文中，介紹了基于卡爾曼濾波航空能譜儀的單峰穩(wěn)譜的基本思路和現(xiàn)實(shí)方法。針對不足之處，采用了逐次逼近的算法對參數(shù)進(jìn)行調(diào)節(jié)。為了獲得更好的穩(wěn)譜效果，在設(shè)定的多個參考峰的前提下，采用數(shù)字PID算法來調(diào)節(jié)系統(tǒng)參數(shù)，獲得了良好的效果。航空Γ能譜系統(tǒng)已經(jīng)完成。論文簡述了在多種環(huán)境下的測試方法和取得的相應(yīng)的數(shù)據(jù)，用于對相應(yīng)算法所獲得的指標(biāo)進(jìn)行簡要的分析。本文主要取得了以下幾點(diǎn)成果（1）航空Γ能譜儀進(jìn)行了穩(wěn)定性測試，在非穩(wěn)譜狀態(tài)下，獲取了工作時間與AGS863航空Γ能譜儀譜漂之間的關(guān)系，為進(jìn)一步研究航空Γ能譜儀的譜漂校正打下良好的基礎(chǔ)。（2）按照航空Γ能譜儀穩(wěn)譜的方法，將穩(wěn)譜分為幾個部分，總結(jié)了現(xiàn)在的幾種方式，并且比較了這幾種方式的優(yōu)缺點(diǎn)。（3）按照航空能譜儀的設(shè)計要求，設(shè)計了軟件硬件特征峰‖的結(jié)構(gòu)，采用了數(shù)控增益放大器和多道數(shù)字能譜分析器來減少航空Γ能譜儀中電子元器件的影響。（4）在硬件的基礎(chǔ)上，設(shè)計了多種算法來調(diào)節(jié)譜漂，通過測試表明，基于卡爾曼濾波的單峰穩(wěn)譜方法在靜止條件下效果良好，在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境中，以外加的CS137作為參考峰時，能譜儀的峰位在±2（1024道）道的范圍內(nèi)，在車載條件下，效果不是很理想。在該穩(wěn)譜方式基礎(chǔ)上，以峰面積法求峰位，采用逐次逼近算法調(diào)節(jié)參數(shù)，在實(shí)驗(yàn)室條件和車載實(shí)驗(yàn)中都獲得了±1道（256道）。為了加快譜漂調(diào)節(jié)的速度，采用多個參考峰和PID調(diào)節(jié)，在靜態(tài)試驗(yàn)中和機(jī)載實(shí)驗(yàn)中都達(dá)到了±1道（256道）。經(jīng)過一系列的測試與改進(jìn)，最終方案已經(jīng)應(yīng)用于AGS863航空能譜儀。經(jīng)過石家莊航測中心在不同條件下的測試表明，該穩(wěn)譜方式得到的結(jié)果已經(jīng)超越了國外航空能譜儀所采用的穩(wěn)譜方式所獲得的結(jié)果。

簡介：分類號N02學(xué)號12080011ＵＤＣ100密級公開哲學(xué)碩士學(xué)位論文奧巴馬政府的航天科技政策研究奧巴馬政府的航天科技政策研究碩士生姓名王文超學(xué)科專業(yè)科學(xué)技術(shù)哲學(xué)研究方向軍事技術(shù)與社會指導(dǎo)教師曾華鋒教授國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研究生院國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研究生院二〇一四年十二〇一四年十二月RESEARCHONOBAMAADMINISTRATION’SPOLICYONSPACESCIENCEANDTECHNOLOGYCANDIDATEWANGWENCHAOADVISORPROFZENGHUAFENGADISSERTATIONSUBMITTEDINPARTIALFULFILLMENTOFTHEREQUIREMENTSFORTHEDEGREEOFMASTEROFPHILOSOPHYINPHILOSOPHYOFSCIENCEANDTECHNOLOGYGRADUATESCHOOLOFNATIONALUNIVERSITYOFDEFENSETECHNOLOGYCHANGSHA，HUNAN，PRCHINADECEMBER，2014

簡介：博士學(xué)位論文博士學(xué)位論文博士學(xué)位論文博士學(xué)位論文航空發(fā)動機(jī)用高速滑滾摩擦副的表面損傷行為研究RESEARCHESONSURFACEDAMAGEOFHIGHSPEEDSLIDINGROLLINGCONTACTTRIBOPARTSINAIRCRAFTENGINES彭彭彭彭波波波波哈爾濱工業(yè)大學(xué)哈爾濱工業(yè)大學(xué)哈爾濱工業(yè)大學(xué)哈爾濱工業(yè)大學(xué)2012年年年年05月月月月CLASSIFIEDINDEXTH1171UDC621822DISSERTATIONFTHEDOCTALDEGREEINENGINEERINGRESEARCHESONSURFACEDAMAGEOFHIGHSPEEDSLIDINGROLLINGCONTACTTRIBOPARTSINAIRCRAFTENGINESCIDATEPENGBOSUPERVISPROFWANGLIQINACADEMICDEGREEAPPLIEDFDOCTOFENGINEERINGSPECIALITYMECHANICALDESIGNITSTHEYAFFILIATIONSCHOOLOFMECHANICALELECTRICALENGINEERINGDATEOFDEFENCEMAY2012DEGREECONFERRINGINSTITUTIONHARBININSTITUTEOFTECHNOLOGY

簡介：氡是自然界唯一的天然放射性氣體，其衰變子體懸浮于大氣環(huán)境中自發(fā)衰變并且釋放伽瑪射線，這對航空伽瑪能譜測量有較大的影響，對大氣氡校正方法研究對提高我國航空伽瑪測量領(lǐng)域技術(shù)理論水平和拓寬其應(yīng)用范圍具有重要意義。論文討論了大氣氡的來源及其分布特點(diǎn)，以氡遷移的對流擴(kuò)散模型為基礎(chǔ)，建立地空界面上大氣氡濃度分布的數(shù)學(xué)表達(dá)式，從理論上解釋了大氣氡的來源和大氣氡的分布。根據(jù)大氣氡分布理論和陸地伽瑪射線在大氣中的衰減規(guī)律，分析了大氣氡對航空伽瑪能譜測量儀器譜的影響；根據(jù)航空伽瑪測量譜線構(gòu)成和高、低能伽瑪射線在大氣中衰減差異，提出了扣除散射射線的譜線比大氣氡校正新方法，并建立了譜線比大氣氡校正的數(shù)學(xué)模型。比較采用傳統(tǒng)剝離系數(shù)消除散射射線的影響，分析了譜線比大氣氡校正方法的適用性。在該方法的研究過程中，針對大氣氡對航空伽瑪能譜測量的影響，設(shè)計并完成兩項(xiàng)試驗(yàn)（1）通過地面大氣氡影響試驗(yàn)對大氣氡對航空伽瑪測量影響有了直觀的認(rèn)識，并初步估算出大氣氡在地面測量低能窗和鈾能窗的貢獻(xiàn)占地面測量結(jié)果的比例分別能達(dá)到8％和18％以上；（2）實(shí)施了不同高度伽瑪能譜測量試驗(yàn)。結(jié)果表明，在大氣氡影響下低能窗和鈾能窗的高度衰減系數(shù)分別為000813和000238，較無大氣氡影響情況下，低能窗和鈾能窗計數(shù)隨高度的衰減速度會顯著的降低。大氣氡校正方法中的校正系數(shù)是該方法能否準(zhǔn)確扣除大氣氡影響的關(guān)鍵，論文中通過對校正系數(shù)的分析，從理論推導(dǎo)了各組分校正系數(shù)隨測量高度、地面鈾組分校正系數(shù)與大氣氡校正系數(shù)的關(guān)系。在此基礎(chǔ)上，設(shè)計了基于飽和基準(zhǔn)模型測量的校正系數(shù)刻度方法。避免了使用對譜形的數(shù)學(xué)擬合或矩陣運(yùn)算而可能導(dǎo)致校正系數(shù)錯誤和物理含義模糊的問題，且該校正系數(shù)刻度方法容易實(shí)現(xiàn)，無需大量的實(shí)際刻度飛行數(shù)據(jù)，提高了刻度效率。論文中采用了蒙特卡羅方法代替數(shù)值分析和實(shí)驗(yàn)測量對航空伽瑪能譜測量大氣氡校正進(jìn)行了研究。在對校正系數(shù)的刻度中，為提高模擬效率，采用了分解式的模擬過程（1）模擬了探測器對不同組分伽瑪射線的參考射線和特征能窗射線本征峰探測效率之間關(guān)系，提出了相對本征峰探測效率的概念，用于描述伽瑪能譜探測器對各組分參考峰伽瑪射線和鈾、釷能窗伽瑪射線本征峰探測效率的差別。（2）模擬了航空伽瑪能譜測量大氣氡組分、陸地鈾組分和釷組分低、高能射線入射至探測器通量的比值隨高度變化關(guān)系。（3）使用蒙特卡羅模型對不同空氣密度下陸地伽瑪射線高度衰減系數(shù)和校正系數(shù)的變化規(guī)律，解決了實(shí)際試驗(yàn)中較難控制空氣密度的問題。在論文的最后，對兩種校正系數(shù)刻度結(jié)果進(jìn)行了討論和初步的誤差分析。將刻度結(jié)果應(yīng)用在高度測量試驗(yàn)結(jié)果中，獲得滿意的結(jié)果，經(jīng)過氡校正后鈾能窗和低能參考能窗的高度衰減系數(shù)更符合理論分析值，與理論值的相對誤差不超過6％。采用飽和基準(zhǔn)模型測量和蒙特卡羅模擬刻度的校正系數(shù)值，在80～110M高度中，大氣氡校正后鈾能窗計數(shù)相對誤差不超過30％。

簡介：航空偵察圖像拼接技術(shù)研究的是將多幅包含有一定量重疊率的航空偵察序列圖像，拼接成一幅利于觀察的、展現(xiàn)整體區(qū)域情況的航拍偵察圖像，它是數(shù)字圖像處理技術(shù)在軍事領(lǐng)域的一個重要研究應(yīng)用。圖像配準(zhǔn)技術(shù)是圖像拼接過程的核心技術(shù)，所以本文研究和分析了當(dāng)前較為流行的數(shù)字圖像配準(zhǔn)技術(shù)，并通過實(shí)驗(yàn)，來尋找適合航空偵察圖像拼接任務(wù)的準(zhǔn)確、快速的算法是本文研究的主要工作。論文首先介紹了數(shù)字圖像拼接的相關(guān)技術(shù)及流程其次，以經(jīng)典的SIFT特征檢測算法，系統(tǒng)介紹了基于不變量技術(shù)的特征檢測思想，并詳細(xì)分析了檢測速度更快的SURF特征檢測算法，論證了其優(yōu)點(diǎn)適合航空偵察圖像的拼接應(yīng)用。又通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，基于SURF特征檢測算法的圖像配準(zhǔn)過程具有良好的穩(wěn)定性和實(shí)時性，在配準(zhǔn)精度和速度上有很好的均衡，能夠完成航空偵察圖像的拼接任務(wù)。對于實(shí)際的各種情況，在采用SURF算法的基礎(chǔ)上，根據(jù)航空偵察圖像偵照的特點(diǎn)，在拼接過程中，分別采用了飛行參數(shù)提前校正圖像根據(jù)航空偵照時重疊率的設(shè)定，預(yù)定義配準(zhǔn)區(qū)域，降低特征檢測的計算量。這樣又加速了圖像的配準(zhǔn)速度，能夠滿足某些任務(wù)實(shí)時性的要求。

簡介：二沖程發(fā)動機(jī)在中小型航空飛行器領(lǐng)域中應(yīng)用廣泛它具有機(jī)械效率高、重量輕、結(jié)構(gòu)簡單、比功率大等特點(diǎn)。但由于傳統(tǒng)二沖程發(fā)動機(jī)采用混合氣掃氣造成的燃油短路損失二沖程汽油機(jī)普遍存在油耗高的致命缺點(diǎn)。近年來隨著航空飛行器的廣泛應(yīng)用對航空飛行器的要求越來越高作為動力系統(tǒng)的傳統(tǒng)二沖程發(fā)動機(jī)其高油耗特性成了航空飛行器發(fā)展的掣肘。采用缸內(nèi)直接噴射的供油方式可以實(shí)現(xiàn)純空氣掃氣待換氣過程結(jié)束后噴油理論上可以完全消除燃油的短路流失因此可以極大地改善二沖程發(fā)動機(jī)的油耗增加飛機(jī)的載荷能力和續(xù)航距離。本文對航空二沖程發(fā)動機(jī)應(yīng)用缸內(nèi)直噴技術(shù)進(jìn)行了研究。首先在一原化油器四缸航空汽油發(fā)動機(jī)的基礎(chǔ)上設(shè)計了采用FAI燃油噴射系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)缸內(nèi)直噴燃燒的系統(tǒng)及其部件包括全新的節(jié)氣門體、汽缸蓋、燃燒室、燃油系統(tǒng)、點(diǎn)火系統(tǒng)、電控系統(tǒng)、以及分離供油潤滑系統(tǒng)等重點(diǎn)是專門開發(fā)的一套適用于四缸以下多缸二沖程缸內(nèi)直接噴射燃燒發(fā)動機(jī)的電控單元ECU包括其硬件和軟件的設(shè)計與開發(fā)以及ECU控制的電感點(diǎn)火系統(tǒng)的設(shè)計與開發(fā)。加工制作了樣機(jī)并搭建了發(fā)動機(jī)試驗(yàn)臺架樣機(jī)成功運(yùn)轉(zhuǎn)證明所開發(fā)設(shè)計的系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了預(yù)期功能各部件工作正?？煽?。最后通過實(shí)驗(yàn)研究了噴油提前角、噴油脈寬以及點(diǎn)火提前角對發(fā)動機(jī)性能的影響結(jié)果表明采用FAI系統(tǒng)的二沖程缸內(nèi)直噴汽油機(jī)可以有效的改善發(fā)動機(jī)性能降低發(fā)動機(jī)的燃油消耗率和HC排放水平。

簡介：航空發(fā)動機(jī)作為現(xiàn)代飛機(jī)的核心動力，其安全性與可靠性至關(guān)重要。關(guān)于航空發(fā)動機(jī)的運(yùn)行狀態(tài)的監(jiān)測技術(shù)研究一直是人們所關(guān)心的研究方面。據(jù)統(tǒng)計，在機(jī)械裝備的故障中，80％以上與磨損有關(guān)，因此基于摩擦學(xué)理論的油液監(jiān)測技術(shù)所得到的信息最能直接反映出系統(tǒng)的運(yùn)行狀態(tài)。本文以傳統(tǒng)的油液理化技術(shù)、鐵譜技術(shù)和光譜技術(shù)為基礎(chǔ)，將傳統(tǒng)的統(tǒng)計學(xué)方法與新興的人工智能方法相結(jié)合，開展關(guān)于航空發(fā)動機(jī)磨損狀態(tài)智能監(jiān)測系統(tǒng)的研究。本文的所作的工作主要包括（1）運(yùn)用傳統(tǒng)的數(shù)理統(tǒng)計方法對油液監(jiān)測原始數(shù)據(jù)的預(yù)處理工作。預(yù)處理主要是為了消除隱藏在數(shù)據(jù)中的不利因素，例如人為誤差、環(huán)境因素、儀器精度不足等的影響對于數(shù)據(jù)的干擾。2考慮到光譜分析數(shù)據(jù)的復(fù)雜性，采用模糊聚類的方法對光譜數(shù)據(jù)做分組處理，根據(jù)分組情況對部分?jǐn)?shù)據(jù)做舍棄的處置，達(dá)到簡化數(shù)據(jù)的目的。3采用層次分析法為油液分析數(shù)據(jù)的各項(xiàng)指標(biāo)分配權(quán)值大小，以區(qū)分它們對于評價系統(tǒng)狀態(tài)的重要程度。4將相對劣化度加以改進(jìn)之后用于評價航空發(fā)動機(jī)的磨損狀況，并根據(jù)第三步的權(quán)值分配建立航空發(fā)動機(jī)的綜合劣化度模型，能夠綜合各種評價指標(biāo)對發(fā)動機(jī)的運(yùn)行狀態(tài)作出評價。5）將人工智能方法的反面選擇算法運(yùn)用于航空發(fā)動機(jī)的故障診斷中，訓(xùn)練好的免疫系統(tǒng)能夠判定出故障的類型以及發(fā)生部位。（6）采用時序分析方法的AR（N）模型，以系統(tǒng)的綜合劣化度的時間序列為參數(shù)，建立時間序列預(yù)測模型，根據(jù)歷史數(shù)據(jù)計算得出的劣化度預(yù)測系統(tǒng)的磨損趨勢的大致預(yù)測。（7）初步設(shè)計開發(fā)了一套基于油液數(shù)據(jù)的航空發(fā)動機(jī)的智能監(jiān)測系統(tǒng)，該系統(tǒng)能依據(jù)采集的油液樣本數(shù)據(jù)對發(fā)動機(jī)的磨損狀態(tài)做出診斷和預(yù)測。

簡介：鍛件產(chǎn)品內(nèi)部微觀組織狀態(tài)是其宏觀力學(xué)性能的主要決定因素，通過控制熱鍛成形中的工藝參數(shù)來達(dá)到控制產(chǎn)品微觀組織及力學(xué)性能，已成為熱鍛成形中的熱點(diǎn)研究方向。材料晶粒組織中的位錯密度是聯(lián)系宏觀變形過程與微觀組織演變之間的橋梁，本文根據(jù)“應(yīng)變位錯密度再結(jié)晶流變應(yīng)力”之間的宏微觀相互影響規(guī)律，以7A85鋁合金航空接頭鍛件為研究對象，建立了基于位錯理論的7A85鋁合金動態(tài)再結(jié)晶模型，并與等溫鍛造過程宏觀物理場有限元模擬結(jié)果相結(jié)合，采用元胞自動機(jī)CELLULARAUTOMATON，CA法實(shí)現(xiàn)了對該鍛件等溫鍛造動態(tài)再結(jié)晶組織演變?nèi)^程模擬，完成了以下研究工作1在GLEEBLE1500型熱模擬實(shí)驗(yàn)機(jī)上對7A85鋁合金進(jìn)行了等溫壓縮熱模擬實(shí)驗(yàn)，比較了不同變形速率和變形溫度條件下7A85鋁合金流變規(guī)律與動態(tài)再結(jié)晶行為。研究結(jié)果表明7A85鋁合金試樣組織均發(fā)生了動態(tài)再結(jié)晶，低變形速率0001S1和高溫400～450℃有利于動態(tài)再結(jié)晶發(fā)生。2借助LEICADMI5000M金相顯微鏡分析了7A85鋁合金等溫壓縮試樣的顯微組織，基于實(shí)驗(yàn)觀察結(jié)果和位錯理論，建立了7A85鋁合金流變應(yīng)力模型、位錯密度模型、再結(jié)晶形核與晶粒長大模型。3采用CA法對7A85鋁合金等溫壓縮實(shí)驗(yàn)中的動態(tài)再結(jié)晶過程進(jìn)行模擬，利用試樣組織金相觀察結(jié)果修正了動態(tài)再結(jié)晶模型材料參數(shù)，研究表明低變形速率和高溫對動態(tài)再結(jié)晶的充分發(fā)生有利CA模擬的再結(jié)晶晶粒組織形貌和再結(jié)晶百分?jǐn)?shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合較好結(jié)合CA法和動態(tài)再結(jié)晶材料模型，能準(zhǔn)確地描述7A85鋁合金動態(tài)再結(jié)晶行為。4對接頭鍛件等溫鍛造過程中的動態(tài)再結(jié)晶組織演變過程進(jìn)行了模擬預(yù)測，并開展接頭鍛件等溫鍛造工藝實(shí)驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證，結(jié)果表明耦合有限元宏觀變形條件及晶粒拓?fù)湫巫兊腃A法和7A85鋁合金動態(tài)再結(jié)晶模型相結(jié)合能夠較好地預(yù)測鍛件產(chǎn)品內(nèi)部晶粒組織演變過程，能為鍛造工藝設(shè)計優(yōu)化提供相關(guān)理論指導(dǎo)。

簡介：本論文根據(jù)當(dāng)前我國在知識管理領(lǐng)域和知識工程領(lǐng)域?qū)χR表示、獲取、利用等方面的理論和實(shí)踐成果基于當(dāng)前我國航空工業(yè)對知識的迫切需求和知識管理現(xiàn)狀研究了航空產(chǎn)品全生命周期知識庫AVIATIONPRODUCTLIFECYCLEKNOWLEDGEBASE簡稱APLKB構(gòu)建的理論與方法對APLKB的框架、內(nèi)容和功能等進(jìn)行了論述就APLKB中知識的表示、獲取、利用等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究主要研究內(nèi)容如下1在對知識管理現(xiàn)狀研究的基礎(chǔ)上以現(xiàn)有的知識管理和知識工程有關(guān)理論為基礎(chǔ)針對航空產(chǎn)品知識管理存在問題和對知識管理的需求提出了航空產(chǎn)品全生命周期知識庫理論對該理論的主要體系框架進(jìn)行了設(shè)計明確APLKB定位、特征和功能。2在研究航空產(chǎn)品全生命周期活動模型的基礎(chǔ)上提出了航空產(chǎn)品全生命周期知識分類的來源原則和主題原則運(yùn)用上述原則設(shè)計了航空產(chǎn)品全生命周期知識內(nèi)容框架模型和主題框架模型。3對APLKB中知識表示方法進(jìn)行了研究在研究中分析幾種知識表示技術(shù)的優(yōu)缺點(diǎn)其中特別對本體用于知識表示的優(yōu)點(diǎn)進(jìn)行了分析然后重點(diǎn)就如何利用本體進(jìn)行航空產(chǎn)品全生命周期知識表示進(jìn)行了論證。設(shè)計出了航空產(chǎn)品全生命周期知識庫的本體表示模型提出了基于四層架構(gòu)的航空產(chǎn)品知識表示法。4對航空領(lǐng)域本體構(gòu)建理論進(jìn)行研究利用基于敘詞表的本體構(gòu)建方法提出了基于中國航空百科詞典和飛機(jī)零件明細(xì)表的航空領(lǐng)域本體構(gòu)建方法。該本體構(gòu)建方法領(lǐng)域?qū)＜覅⑴c少效率高。利用該方法構(gòu)建了典型的航空領(lǐng)域本體。在本體語義映射算法中返回語義關(guān)系而非相似性系數(shù)。5知識獲取一直是知識管理的瓶頸本文對APLKB中的知識獲取技術(shù)進(jìn)行了研究通過對基于規(guī)則的文本挖掘算法的改進(jìn)提出了以企業(yè)業(yè)務(wù)系統(tǒng)數(shù)據(jù)為來源的基于多層規(guī)則和文本挖掘的知識自動獲取方法并對知識獲取技術(shù)中的語義標(biāo)注進(jìn)行了改進(jìn)。6對APLKB中知識檢索利用進(jìn)行了研究。即如何通過本體論的運(yùn)用檢索出知識庫的知識實(shí)現(xiàn)航空產(chǎn)品計算機(jī)的輔助設(shè)計與制造。論述了基于本體的知識檢索和知識推理的原理重點(diǎn)對基于實(shí)例的知識重用和快速成型的知識重用進(jìn)行系統(tǒng)論述對基于實(shí)例的知識重用中的實(shí)例檢索技術(shù)算法進(jìn)行改進(jìn)并根據(jù)經(jīng)驗(yàn)總結(jié)了基于實(shí)例的快速成型的知識重用方法。為進(jìn)一步驗(yàn)證技術(shù)的可行性設(shè)計了某航空某研究所的航空產(chǎn)品知識庫系統(tǒng)軟件原型。

簡介：飛機(jī)的交流電源系統(tǒng)中如果存在諧波電流，會導(dǎo)致負(fù)載端電壓的畸變，給一些對輸入端電壓要求高的電子設(shè)備的正常使用帶來影響，為了更好實(shí)現(xiàn)飛機(jī)電力系統(tǒng)的安全、可靠運(yùn)行，研究航空應(yīng)用三相中頻高功率因數(shù)整流器具有重要意義。與傳統(tǒng)飛機(jī)上的無源濾波和多脈沖整流技術(shù)相比，PWM整流器能夠?qū)斎腚娏骱洼敵鲭妷洪]環(huán)控制，在實(shí)際應(yīng)用中得到了廣泛的關(guān)注。本文首先介紹了課題的研究背景以及三相PWM整流器的主要拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)、控制策略和調(diào)制方式。然后論文研究了三相三橋臂PWM整流器的工作原理、數(shù)學(xué)模型和控制策略，并對其在平衡和不平衡輸入電壓下進(jìn)行了詳細(xì)地仿真，同時也分析了三相三橋臂PWM整流器的優(yōu)缺點(diǎn)。為了提高三相PWM整流器的直流電壓利用率并改善整流器在不平衡輸入電壓下的工作性能，本文將三次諧波注入的SPWM控制策略應(yīng)用于三相四橋臂整流器中，通過仿真驗(yàn)證了該方案的可行性。其次本文對三相四橋臂PWM整流器進(jìn)行了系統(tǒng)建模，設(shè)計了電壓電流控制環(huán)的補(bǔ)償網(wǎng)絡(luò)，并對雙環(huán)控制參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。最后根據(jù)樣機(jī)的性能要求對整流器主功率電路、乘法器電路、驅(qū)動電路等進(jìn)行了詳細(xì)的設(shè)計。針對10KVA三相四橋臂PWM整流器進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，給出了實(shí)驗(yàn)結(jié)果，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與理論分析相吻合，系統(tǒng)在平衡和不平衡輸入電壓下均具有良好的性能。

簡介：隨著信息技術(shù)產(chǎn)業(yè)的發(fā)展，信息技術(shù)對現(xiàn)代社會生活的滲入可以說是無孔不入。個人身份信息，賓館入住登記，會員注冊，銀行各項(xiàng)業(yè)務(wù)等多種服務(wù)都離不開信息技術(shù)的支持，其中相關(guān)的數(shù)據(jù)信息平臺的建設(shè)顯得尤為重要，它在整個流程中扮演了幕后英雄的角色。如果缺乏數(shù)據(jù)信息平臺的幕后支持，所有的硬件和前臺界面都不能發(fā)揮應(yīng)有的功效。隨著數(shù)據(jù)平臺技術(shù)的廣泛推進(jìn)，對我國現(xiàn)代各項(xiàng)產(chǎn)業(yè)的發(fā)展都能起到重要的促進(jìn)作用。航空產(chǎn)業(yè)是現(xiàn)代服務(wù)業(yè)的重要一類，它的發(fā)展一直處于引領(lǐng)技術(shù)發(fā)展和改革的排頭兵。因?yàn)槌俗娇诊w機(jī)的人都是社會中相對富裕的階層，相對來說，對于服務(wù)的層次要求更高。因此如何在快速發(fā)展和高度競爭的現(xiàn)代服務(wù)業(yè)中脫穎而出，不僅需要看得見的硬件條件，更需要無形的軟性條件為更好的服務(wù)提供技術(shù)支撐。在SOA技術(shù)基礎(chǔ)上，本文探討了航空ECIF的組成架構(gòu)和技術(shù)實(shí)現(xiàn)，結(jié)合了UML技術(shù)，分析與設(shè)計了一個基于SOA技術(shù)的航空統(tǒng)一數(shù)據(jù)信息平臺。在這個信息平臺上，航空公司可以實(shí)現(xiàn)其業(yè)務(wù)模式從“以產(chǎn)品為中心”向以“以客戶服務(wù)為中心”的轉(zhuǎn)變，并能夠就如何更好的利用客戶信息、數(shù)據(jù)，挖掘客戶的價值，以提供針對性的服務(wù)是航空公司鞏固和提高自身競爭力優(yōu)勢和提升長期盈利能力的保障。本系統(tǒng)是針對航空公司的業(yè)務(wù)模式從“以產(chǎn)品為中心”轉(zhuǎn)型為“以客戶服務(wù)為中心”的需要而設(shè)計的。