簡介：本文在分析國內(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)的激光噴丸強度試片弧高表征法和殘余應(yīng)力表征法實驗研究了試片弧高和殘余應(yīng)力對激光噴丸強度的表征情況并進一步對激光噴丸強化小孔的效果表征進行探討主要工作如下1分析了激光噴丸的強化和變形機理給出了激光噴丸變形公式模擬了激光噴丸過程中不同板厚對殘余應(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考慮阿爾明試片厚度上存在的問題制作了不同厚度的激光噴丸強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)奠定實驗基礎(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度的參量實驗研究了不同厚度試片的弧高和表面殘余應(yīng)力對激光噴丸強度的表征情況。結(jié)果表明試片弧高適用于表征噴丸強度不同厚度試片適合表征不同范圍的激光噴丸強度；表面殘余應(yīng)力波動大規(guī)律不明顯不建議單一采用殘余應(yīng)力方來表征激光噴丸強度在必要時可用于輔助表征。4在進行噴丸強度表征研究的基礎(chǔ)上進一步對噴丸強化效果表征進行研究。通過對沖擊后的試片進行開孔將開孔后的弧高、試片孔邊緣和孔內(nèi)壁殘余應(yīng)力作為參量實現(xiàn)小孔強化的效果表征。研究表明三種參量的規(guī)律復(fù)雜有待進一步研究。

簡介：隨著我國航空事業(yè)的飛速發(fā)展，人們對航空通信無線業(yè)務(wù)的要求越來越高。高速發(fā)展的航空通信無線業(yè)務(wù)必然要求更多更有效的無線頻譜資源，然而，目前無線網(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)有的本來就稀缺的頻譜資源利用率低，使得大部分頻譜沒有被充分利用。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題，因此，為了滿足日益增長的航空無線通信業(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題。目前，國際上提出航空通信網(wǎng)絡(luò)將是一個由天基系統(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)的動態(tài)頻譜分配和頻譜接入方案，用經(jīng)濟學(xué)的博弈理論和隨機過程理論研究航空自組網(wǎng)主干網(wǎng)絡(luò)的頻譜利用問題。針對航空自組網(wǎng)中單個主用戶和多個次級用戶使用同一段頻譜的場景，本文提出了一種有效地頻譜分配和頻譜接入方案。在主用戶沒有接入頻譜時，利用卡庫諾COURNOT博弈模型對頻譜分配過程進行了建模，在最大化主用戶效用的前提下，最大化各次級用戶效用，并驗證了該策略下各次級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，利用隨機過程理論，構(gòu)造了主用戶優(yōu)先的、基于排隊緩沖機制的馬爾科夫鏈頻譜接入模型，提高了接入時的頻譜利用率，并且得到了該方案下的系統(tǒng)統(tǒng)計特性，最后，為了減少由于各次級用戶的相互干擾造成的系統(tǒng)吞吐量的下降，提出了一種次級用戶接入控制策略，基于PF準則的該策略能在系統(tǒng)吞吐量和公平性之前取得一個很好的折衷，在一定程度上保證了系統(tǒng)性能。通過數(shù)值試驗得到，本文提出的動態(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)的各個統(tǒng)計特性。在將來，多個主用戶多個次級用戶的應(yīng)用場景及多優(yōu)先級的接入系統(tǒng)將會成為研究對象，航空自組網(wǎng)的頻譜分配和頻譜接入技術(shù)將會日趨成熟和完善。

簡介：本文針對某飛機制造公司進口俄羅斯的航空電纜觸頭釬焊技術(shù)與設(shè)備國產(chǎn)化科研課題，進行技術(shù)消化和分析，在此基礎(chǔ)上對航空電纜觸頭釬焊設(shè)備進行國產(chǎn)化研制。主要內(nèi)容如下1對進口釬焊設(shè)備的技術(shù)消化與分析即對進口釬焊設(shè)備的現(xiàn)狀進行了解和學(xué)習(xí)，得出進口釬焊設(shè)備所存在的問題，進行進口釬焊設(shè)備現(xiàn)場測繪，詳細得知進口釬焊設(shè)備的情況，為以后樣機的研制打下堅實的基礎(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研究即明確設(shè)計要求；設(shè)計加工試驗設(shè)備；進行實際工件試驗；對試驗后所存在的問題進行分析研究；得出結(jié)論，為以后樣機研制提供指導(dǎo)。4航空電纜觸頭釬焊樣機的設(shè)計與研制即根據(jù)研究的目的，設(shè)計的要求進行總體設(shè)計；分別對具體結(jié)構(gòu)設(shè)計，包括雙工位工作臺的設(shè)計，腳踏夾緊機構(gòu)的設(shè)計，電纜夾持機構(gòu)的設(shè)計，桌子的設(shè)計；樣機控制系統(tǒng)的設(shè)計，包括電氣控制系統(tǒng)的要求，電氣控制系統(tǒng)的設(shè)計，電氣控制工作原理，PLC控制系統(tǒng)的設(shè)計，PLC程序。5樣機的性能試驗與考核通過焊錫熔化溫度與電流關(guān)系的試驗，找出最佳運行參數(shù)的曲線；對加熱過程中電路通斷延時時間的試驗確定，得到最佳延時時間設(shè)定。電流表顯示與實際工作電流關(guān)系的試驗，得到計算關(guān)系式。經(jīng)過以上所做的工作，使研制的樣機具有原進口設(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；達到了項目甲方對設(shè)備的工作要求及釬焊焊接工藝要求；樣機的造價僅需進口設(shè)備的三分之一。同時也得到了一些建議，今后在此種設(shè)備制造過程中，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。

簡介：該文主要采用數(shù)值模擬、理論分析、實驗驗證等方法對航空構(gòu)件淬火殘余應(yīng)力的產(chǎn)生及影響進行了研究主要工作集中在以下幾個方面1、闡述了本學(xué)位論文的選題背景在查閱國內(nèi)外研究文獻的基礎(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、內(nèi)容及方法2、建立了航空鋁合金板材淬火過程的彈塑性力學(xué)模型對航空鋁合金板材溫度場與應(yīng)力場進行了數(shù)值模擬模擬過程考慮了材料特性隨溫度變化的影響并對不同的淬火影響因素進行了分析對機械拉伸法消除鋁合金板材殘余應(yīng)力進行了模擬研究將研究結(jié)果與相關(guān)文獻實驗結(jié)果作了比較驗證取得了較好的一致性3、研究了鋁合金板材材料去除過程中由殘余應(yīng)力釋放引起變形的數(shù)值求解方法4、建立了某軍用飛機隔框零件比例件三維淬火過程有限元模型模擬得到其三維瞬態(tài)溫度場與應(yīng)力場研究了隔框比例件在不同材料去除過程中由殘余應(yīng)力釋放引起的變形問題對底面加工、槽面加工時殘余應(yīng)力釋放引起的變形進行數(shù)值模擬得到了殘余應(yīng)力對隔框構(gòu)件加工變形影響最小的材料去除方式

簡介：航空相機是為新型戰(zhàn)術(shù)偵察機配備的可見光膠片型偵察相機設(shè)備，航空相機檢測儀是為航空相機設(shè)計的配套地面檢測系統(tǒng)。該檢測儀為實現(xiàn)相機的整機檢測，必須能夠模擬飛機任務(wù)系統(tǒng)對相機進行控制。航空相機性能測試模擬仿真系統(tǒng)則是適應(yīng)這種要求而設(shè)計的。本文采用ARINC429通訊規(guī)范，研究了航空相機性能測試模擬仿真系統(tǒng)。論文對仿真系統(tǒng)的總體方案進行了設(shè)計。在此基礎(chǔ)上，采用PC104總線嵌入式計算機作為主控系統(tǒng)完成了系統(tǒng)的硬件設(shè)計；以WINDOWS98SE為平臺，使用VC60編制了仿真系統(tǒng)的軟件，最后通過實機調(diào)試驗證了系統(tǒng)的功能。該系統(tǒng)可仿真航空相機載機管理系統(tǒng)中主控計算機對相機的控制，可模擬確定相機工作方式所需的飛機空中姿態(tài)數(shù)據(jù)，通過航空總線接口向航空相機發(fā)送控制指令及模擬數(shù)據(jù)，并接收、處理相機的工作反饋信息，將此信息以適當?shù)姆绞斤@示出來，供地面檢查人員進行相機工作狀態(tài)及工作故障的判斷。

簡介：攪拌摩擦焊FSW是一項相對較新的固相連接方法，被譽為“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。目前，國外對FSW接頭疲勞性能進行了少量研究，國內(nèi)才剛剛開始，對FSW焊接超硬鋁接頭的疲勞性能研究尚屬空白。本文主要對航空鋁合金LC4T4和7075T6FSWX對接接頭的疲勞性能進行了研究，實驗測定疲勞拉伸SN曲線，按照國際焊接學(xué)會IIW焊接接頭疲勞評定規(guī)范，計算出FSW接頭的疲勞特征值。同時利用金相組織觀察和顯微硬度測試對接頭焊縫各區(qū)域的組織和缺陷進行分析討論。實驗結(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接頭存在兩個明顯的外部特征飛邊和凸臺。根據(jù)FSW過程中接頭材料的流動性差異把接頭區(qū)域分為焊核區(qū)、機械熱影響區(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，硬度的最低點出現(xiàn)在熱機影響區(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。疲勞拉伸試驗數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析結(jié)果表明，在2106次疲勞循環(huán)次數(shù)時，LC4T4鋁合金FSW接頭在95％存活率下疲勞強度特征值為7985MPA，7075T6為7871MPA7075T6鋁合金FSW接頭的疲勞性能好于LC4T4；根據(jù)IIW疲勞評定規(guī)范，在2106次疲勞循環(huán)次數(shù)時，LC4T4和7075T6鋁合金FSW接頭疲勞強度明顯高于IIW疲勞設(shè)計標準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)計標準FAT28，在長壽命區(qū)循環(huán)次數(shù)N105，其疲勞SN數(shù)據(jù)還高于疲勞設(shè)計標準FAT50。說明鋁合金熔焊疲勞設(shè)計標準對FSW接頭有些保守，需要制定符合實際的FSW疲勞設(shè)計標準。

簡介：整體結(jié)構(gòu)件的加工變形是航空制造業(yè)面臨的最突出問題之一，多年來一直困擾航空工業(yè)。為了有效減小或抑制零件加工變形，對航空整體結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工變形進行預(yù)測具有重要的意義和價值。本文在闡述航空整體結(jié)構(gòu)件國內(nèi)外加工研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，通過理論分析、有限元數(shù)值計算以及實驗研究相結(jié)合的方法，從金屬切削原理入手，對航空整體結(jié)構(gòu)件的銑削加工變形預(yù)測進行了較為深入的研究?；诟邷乩鞂嶒灪透咚賶嚎s實驗，對航空鋁合金材料7050T7451靜、動態(tài)力學(xué)性能進行了研究，得到了材料的彈性模量、屈服極限、強度極限，建立了材料本構(gòu)關(guān)系模型。通過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驗對該有限元模型進行了驗證。進而，利用該模型對鋁合金材料進行了切削加工模擬，分析了切削過程中的應(yīng)力、應(yīng)變、溫度等物理量。分析了切屑形成過程，模擬得到了切削力。基于三維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。通過切削載荷包括切削力和切削熱的施加，實現(xiàn)了切削加工過程中熱、力的耦合。通過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。通過將銑削加工過程中的熱源簡化為運動窄帶熱源，對工件進行傳熱分析得到了切削溫度場。為了動態(tài)施加模擬過程中的邊界條件和切削載荷、動態(tài)去除材料和場量數(shù)據(jù)映射，開發(fā)了接力計算系統(tǒng)。為了驗證銑削加工模擬分析步網(wǎng)格劃分方法和建模思路，首先對三個小尺寸梁零件進行了銑削加工模擬。模擬過程綜合考慮了材料毛坯內(nèi)初始殘余應(yīng)力、切削載荷、裝夾、加工順序和走刀路徑等因素，并利用開發(fā)的接力計算系統(tǒng)實現(xiàn)銑削加工模擬過程的自動化。通過加工實驗驗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驗驗證的基礎(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，對該零件進行了工藝簡化和有限元分析模型簡化，進而，采用銑削加工模擬的建模思路和方法對其進行了銑削加工模擬，預(yù)測了零件整體變形，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)場加工基本一致。

簡介：我國航空制造項目的計劃管理普遍采用網(wǎng)絡(luò)計劃技術(shù)，且有如下現(xiàn)狀工作分解多以手工方式為主；制定計劃時重點考慮時間而對于資源的關(guān)注不多，且邏輯關(guān)系的處理依靠大量的人機交互；通常不應(yīng)用計算機技術(shù)進行計劃優(yōu)化。在上述背景下，重點研究了航空制造項目的計劃制定與優(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)式方法的分級網(wǎng)絡(luò)計劃制定技術(shù)，并設(shè)計了自適應(yīng)蟻群算法對網(wǎng)絡(luò)計劃進行資源均衡優(yōu)化。在理論研究的基礎(chǔ)上，完成了原型系統(tǒng)的設(shè)計與開發(fā)工作。論文的主要工作包括1從航空制造項目工作分解的現(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中的信息通過設(shè)定的規(guī)則映射生成WBS內(nèi)容。2針對國內(nèi)外在搭接網(wǎng)絡(luò)計劃中搭接關(guān)系和搭接時距處理上的不足，提出了基于啟發(fā)式算法的航空制造項目計劃編制方法，解決了在資源約束條件下工作之間的串并行調(diào)度問題，并在最早開始時間的計算中動態(tài)處理搭接關(guān)系問題。3為得到最優(yōu)計劃方案，針對搭接網(wǎng)絡(luò)計劃，建立了資源均衡優(yōu)化的數(shù)學(xué)模型，并設(shè)計了自適應(yīng)蟻群系統(tǒng)的求解算法與實現(xiàn)過程。4介紹了基于BS架構(gòu)的計劃制定與優(yōu)化原型系統(tǒng)的設(shè)計方案和實現(xiàn)方法，結(jié)合某型飛機中外翼制造項目的運行實例對系統(tǒng)的主要功能加以說明。

簡介：點擊查看更多基于出行鏈的航空旅客行為選擇研究.pdf精彩內(nèi)容。

簡介：中國民航大學(xué)碩士學(xué)位論文數(shù)據(jù)挖掘在航空安全自愿報告分析中的應(yīng)用研究姓名狄強申請學(xué)位級別碩士專業(yè)計算機應(yīng)用技術(shù)指導(dǎo)教師馮霞20070316中國民航大學(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

簡介：本文以提取航空Γ能譜測量中低能譜段有用信息為目的，設(shè)計了航空Γ能譜低能譜段規(guī)律研究的室內(nèi)實驗?zāi)Ｐ秃兔商乜_實驗?zāi)Ｐ?，并對混凝土、大理石和鐵三種材料進行了室內(nèi)測量實驗，得到不同條件下的低能段譜線。同時以LI、C、MG、AL、SI、P、S等作為吸收材料進行了蒙特卡羅模擬，將所得的低能段譜線與室內(nèi)實驗實測譜線進行比較，得出了兩者形狀特征一致的結(jié)論。論文通過對實測和蒙特卡羅模擬實驗得到的各條譜線進行一、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，對混凝土和大理石的低能譜段平衡譜峰峰位能量進行了回歸預(yù)測。將預(yù)測值與實測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測譜線的一致性，另一方面也證明了利用蒙特卡羅模擬方法模擬計算的能譜信息來建立低能譜段的特征信息庫，進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)測不同參數(shù)的吸收介質(zhì)上方測量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)律進行巖性參數(shù)分析奠定了方法學(xué)與理論基礎(chǔ)。通過對實測譜線數(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射線進行航空伽瑪能譜低能譜段規(guī)律的研究；2、室內(nèi)實測實驗與蒙特卡羅模擬對比研究表明，當采用合適的蒙特卡羅模擬模型時，實測各種吸收介質(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補充實體實驗中吸收材質(zhì)參數(shù)、空間組態(tài)、探測類型等方面的不足；3、利用航空伽瑪?shù)湍茏V段室內(nèi)實驗?zāi)Ｐ秃兔商乜_模擬實驗?zāi)Ｐ?，設(shè)計了航空伽瑪能譜低能譜段規(guī)律研究的室內(nèi)實驗方法和蒙特卡羅模擬實驗方法，并分別對混凝土、大理石、鐵三種材料進行了室內(nèi)實驗測量，對LI、C、MG、AL、SI、P、S、FE等材料進行了蒙特卡羅模擬實驗，分別得出了不同實驗條件下的伽瑪能譜低能譜段譜線；4、針對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)實驗測量譜線和蒙特卡羅模擬譜線進行分析處理，結(jié)果表明利用人工伽瑪源進行的室內(nèi)實驗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，同時與蒙特卡羅模擬實驗?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)實驗譜線和蒙特卡羅模擬實驗譜線一、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)實驗和蒙特卡羅實驗所獲得的譜線規(guī)律進行分析，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與平衡譜峰峰位能量、計數(shù)、不同能量段的積分計數(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，以及航空市場競爭的加劇，系統(tǒng)集成對于航空企業(yè)的發(fā)展越來越重要。傳統(tǒng)的系統(tǒng)缺乏靈活性，不能隨需應(yīng)變，各個系統(tǒng)相互獨立，缺乏有機地整合，服務(wù)渠道混亂。不同的業(yè)務(wù)系統(tǒng)，因開發(fā)商不同，實現(xiàn)技術(shù)和應(yīng)用平臺不一致。系統(tǒng)之間沒有互聯(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。針對這些問題，本設(shè)計采用SOA架構(gòu)來實現(xiàn)系統(tǒng)的架構(gòu)設(shè)計，利用WEBSERVICE技術(shù)，設(shè)計一套通用化的系統(tǒng)框架，解決信息化發(fā)展中遇到的障礙。本文首先對民航訂座系統(tǒng)的現(xiàn)狀、發(fā)展、系統(tǒng)等問題進行了分析，比較國內(nèi)外民航控制前端系統(tǒng)的的優(yōu)缺點，然后通過分析對比各系統(tǒng)框架的優(yōu)劣勢，提出了采用SOA的架構(gòu)來搭建系統(tǒng)架構(gòu)。最后重點介紹該系統(tǒng)架構(gòu)的設(shè)計及實現(xiàn)。為驗證此架構(gòu)，在此架構(gòu)上，我們開發(fā)了民航訂座業(yè)務(wù)系統(tǒng)。系統(tǒng)采用SOA架構(gòu)進行設(shè)計，用BS和CS兩種訪問方式搭建系統(tǒng)架構(gòu)，以WINFM和WEB兩種方式實現(xiàn)了與航信主機進行數(shù)據(jù)交互，構(gòu)建了一個易擴展、易維護的插件架構(gòu)平臺。通過具體的民航訂票業(yè)務(wù)進行架構(gòu)驗證。系統(tǒng)通過代碼共享和服務(wù)共享，來滿足各個航空公司的需求，使得今后各個航空公司的業(yè)務(wù)開發(fā)中，只需要在此框架下進行業(yè)務(wù)邏輯構(gòu)建，就可以完成系統(tǒng)實現(xiàn)。這對于民航系統(tǒng)的整合和集成有重要的意義。本設(shè)計基于航信主機系統(tǒng)進行外圍開發(fā)，利用ETERM接口和ETERMAGENT作為數(shù)據(jù)訪問中介，實現(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進行數(shù)據(jù)的交互的方式，這在當前民航業(yè)內(nèi)是第一次集成，具有一定的創(chuàng)新性。同時，本系統(tǒng)還集成了多數(shù)據(jù)庫版本，可選擇SQLSERVER，ACLE、ACCESS數(shù)據(jù)，提高了系統(tǒng)的可用性和可擴展性，架構(gòu)上具有一定的創(chuàng)新性。

簡介：激光強化技術(shù)與傳統(tǒng)的機械噴丸、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、短脈沖的強激光輻射覆蓋有約束層和涂層的金屬材料表面時由于激光誘導(dǎo)產(chǎn)生的沖擊波峰值壓力大于材料的動態(tài)屈服強度使材料表層組織產(chǎn)生密集、均勻以及穩(wěn)定的位錯結(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械性能。本文將激光強化技術(shù)應(yīng)用到7050T7451航空鋁合金小孔強化中對小孔強化技術(shù)以及殘余應(yīng)力的分布運用模擬和實驗相結(jié)合的方法進行優(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1以有限元軟件ABAQUS為平臺建立了高應(yīng)變率下激光沖擊強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)生的過程。2采用激光沖擊搭接技術(shù)解決了激光沖擊后對數(shù)值模型進行開小孔的處理方法。以功率密度、脈沖寬度、激光光斑直徑為研究對象模擬并分析了這些因素在單獨改變時帶狀搭接沖擊和環(huán)形搭接沖擊對板料上表面、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處會形成殘余壓應(yīng)力層同時在孔壁厚度中心處會產(chǎn)生較大的殘余拉應(yīng)力。3在數(shù)值模擬的基礎(chǔ)上以正交模擬實驗為手段對7050T7451航空鋁合金在帶狀沖擊和環(huán)形沖擊的沖擊參數(shù)利用正交法對激光功率密度和激光光斑進行了優(yōu)化結(jié)果表明功率密度對殘余應(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。同時對優(yōu)化的結(jié)果運用實驗手段進行驗證發(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。

簡介：隨著新型無功補償裝置、柔性交直流輸電技術(shù)、大功率高壓變頻器、新型UPS以及太陽能和風能等可再生能源并網(wǎng)發(fā)電技術(shù)的迅速發(fā)展，三相高功率因數(shù)PWM整流器在工程實際中的應(yīng)用也越來越廣泛。本文針對航空電源系統(tǒng)中的ACDC靜止變流器，設(shè)計了一套數(shù)字控制的航空400HZ三相四線高功率因數(shù)PWM整流器，完成了主電路參數(shù)設(shè)計、主電路建模、DQ0同步旋轉(zhuǎn)坐標系下的電流內(nèi)環(huán)控制器設(shè)計、輸出串聯(lián)電容均壓控制、驅(qū)動電路設(shè)計和保護電路設(shè)計等工作，并搭建了3KW的原理樣機。對PWM整流器，不僅要對其直流輸出電壓進行控制，還要對輸入電流進行控制，使輸入電流波形具有良好的正弦度和與輸入電壓同相位，以實現(xiàn)高功率因數(shù)輸入的目的。傳統(tǒng)的PI控制器對交流信號無法實現(xiàn)無靜差控制，對基波為400HZ的航空電網(wǎng)，靜差的影響會更加明顯，系統(tǒng)的輸入功率因數(shù)會明顯降低。本系統(tǒng)對三相輸入電流進行同步旋轉(zhuǎn)坐標變換，在同步旋轉(zhuǎn)坐標系下設(shè)計PI控制器，實現(xiàn)了輸入電流無靜差控制，達到了高功率因數(shù)輸入的目的。對于三相四線系統(tǒng)，由于直流輸出端為串聯(lián)電容結(jié)構(gòu)，當調(diào)制信號中出現(xiàn)直流干擾或直流輸出端負載不對稱時，都可能引起輸出串聯(lián)電客不均壓，影響電路的正常工作。本文在系統(tǒng)建模的基礎(chǔ)上，提出了通過輸出串聯(lián)電容均壓外環(huán)與系統(tǒng)中線電流內(nèi)環(huán)串聯(lián)的雙環(huán)控制系統(tǒng)實現(xiàn)對輸出串聯(lián)電容的均壓控制，使系統(tǒng)能夠適應(yīng)半橋逆變器等各種負載的要求。在控制上選擇了TI公司的TMS320F2812數(shù)字信號處理器作為控制系統(tǒng)的核心，所有控制算法和PWM控制信號生成均由它完成。模擬采樣和保護則由硬件電路實現(xiàn)。論文最后在理論分析與設(shè)計的基礎(chǔ)上搭建了3KW的原理樣機，對原理樣機進行了滿載穩(wěn)態(tài)實驗、負載切換實驗和負載不對稱實驗，實驗結(jié)果證明了系統(tǒng)設(shè)計的合理性并取得了較好的應(yīng)用效果。

簡介：400HZ逆變電源是航空專用電源，由于其應(yīng)用的特殊場合，也就對其提出更高的要求，數(shù)字化、高效率、高性能是專用逆變電源的發(fā)展方向。本論文針對這些要求，提出一種新穎的逆變電路拓撲結(jié)構(gòu)，并以DSP2407A為控制核心，采用改進型重復(fù)控制算法，進行了400HZ逆變電源的研制。本文對新穎的主電路結(jié)構(gòu)進行了分析，然后重點集中在基于以DSP2407A為核心的控制電路的設(shè)計及改進型重復(fù)控制算法的實現(xiàn)。逆變電路采用直流變換器型高頻環(huán)節(jié)逆變技術(shù)，直流變換器型高頻環(huán)節(jié)逆變器由直流變換器與極性反轉(zhuǎn)逆變橋級聯(lián)而成，具有電路結(jié)構(gòu)簡潔、前級工作在SPWM、后級工作在中頻方波逆變、逆變橋功率開關(guān)電壓應(yīng)力低且實現(xiàn)ZVS、抗輸入電壓擾動能力等優(yōu)點?？刂葡到y(tǒng)以DSPTMS320LF2407A為核心。目前市場上的產(chǎn)品大都采用模擬控制方式，其中存在控制電路元件多、靈活性差、一致性差等很多問題。本論文針對這些問題，采用數(shù)字控制器，具有硬件電路簡單，系統(tǒng)升級方便等特點，符合現(xiàn)代逆變電源的發(fā)展方向，具有廣闊的應(yīng)用前景。為了取得更好的控制效果，把改進型重復(fù)控制算法應(yīng)用到本系統(tǒng)當中，改進型重復(fù)控制把重復(fù)控制與PID控制相結(jié)合，取得較好的動態(tài)和穩(wěn)態(tài)特性。