簡介：航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片是發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件之一發(fā)動(dòng)機(jī)的性能很大程度上取決于葉片型面的設(shè)計(jì)和制造水平。葉片是一類典型的薄壁自由曲面零件它的曲面形狀和制造精度直接決定了飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率的大小而加工方法的研究將有助于提高該類零件的加工精度和效率。傳統(tǒng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片加工方法費(fèi)時(shí)費(fèi)力精度難以保證。隨著數(shù)控技術(shù)的發(fā)展目前的發(fā)動(dòng)機(jī)葉片大多采用數(shù)控銑床來制造因?yàn)榧庸?yīng)力變形存在所以加工精度仍然不夠理想。如何充分發(fā)揮數(shù)控加工的潛能以提高發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的加工精度和效率是當(dāng)前數(shù)控加工的一個(gè)研究重點(diǎn)和難點(diǎn)。影響葉片制造精度的因素眾多且各因素之間關(guān)系相互耦合很難剝離出某單個(gè)因素對(duì)葉片加工精度的影響規(guī)律。本文對(duì)現(xiàn)階段航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片標(biāo)準(zhǔn)尺寸及其精度要求進(jìn)行分析綜合比較已有葉片加工方案優(yōu)缺點(diǎn)以減小葉片的加工變形誤差為前提確定出最優(yōu)加工工藝路線。通過對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片在現(xiàn)有夾具定位下的螺旋銑削加工狀態(tài)的研究重點(diǎn)分析因銑削力存在造成葉片加工尺寸精度誤差的各種因素。建立在考慮刀具偏心和刀桿變形前提下的瞬時(shí)銑削力模型確定在瞬時(shí)銑削力下的刀桿和葉片的變形數(shù)學(xué)模型。因考慮瞬時(shí)銑削力與因銑削力產(chǎn)生變形的葉片模型相互耦合提出了基于加工表面靜態(tài)誤差預(yù)測(cè)、補(bǔ)償?shù)碾x線單層次誤差補(bǔ)償和離線多層次誤差補(bǔ)償方案利用有限元模擬技術(shù)結(jié)合銑削力模型迭代求解各個(gè)刀位點(diǎn)處的彈性讓刀變形量據(jù)此修正原始的數(shù)控刀具軌跡代碼達(dá)到消除加工變形誤差的目的并通過有限元ANSYS仿真得到實(shí)時(shí)誤差補(bǔ)償?shù)段卉壽E通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證補(bǔ)償方案的正確性和實(shí)用性。

簡介：隨著航空通信的發(fā)展，適用航空信道的傳輸技術(shù)越來越受到關(guān)注。協(xié)作通信技術(shù)在不增加帶寬和發(fā)射功率的條件下，作為抵抗多徑衰落，保證傳輸系統(tǒng)質(zhì)量的有效手段，已成為航空通信的關(guān)鍵性技術(shù)之一。在航空通信中使用協(xié)作技術(shù)，它克服了MIMO系統(tǒng)對(duì)移動(dòng)終端體積、功率的限制，在單天線的情形下獲得分集增益。由于航空信道的移動(dòng)終端移動(dòng)速度快，時(shí)延擴(kuò)展嚴(yán)重，本文在接收端是否精確估計(jì)出信道狀態(tài)信息CHANNELSTATEINFMATIONCSI的情況下針對(duì)協(xié)作調(diào)制技術(shù)進(jìn)行深入的研究。在接收端已知信道狀態(tài)信息時(shí)，運(yùn)用相移鍵控調(diào)制分析接收端的誤碼性能在無需信道狀態(tài)信息的條件下，運(yùn)用差分酉空時(shí)調(diào)制DIFFERENTIALUNITARYSPACETIMEMODULATIONDUSTM依然能提高傳輸容量和信息傳輸速率，還可以保證傳輸?shù)目煽啃院透纳葡到y(tǒng)的性能。本文主要內(nèi)容如下1分析了航空信道的分場(chǎng)景模型，基于廣義平穩(wěn)非相關(guān)散射模型WIDESENSESTATIONARYUNCRELATEDSCATTERINGWSSUS建立了航空信道的信道衰落系數(shù)，仿真了各個(gè)場(chǎng)景的信道衰落情形。2在已知航空信道接收端CSI的情況下，本文針對(duì)有無直接鏈路的情形分別提出了多中繼協(xié)作通信提高分集增益的方法。該方法運(yùn)用BPSK調(diào)制，得到了放大轉(zhuǎn)發(fā)AMPLIFYFWARDAF和譯碼轉(zhuǎn)發(fā)DECODEFWARDDF的誤碼率表達(dá)式，并仿真比較了這兩種協(xié)作方式的誤碼性能。3在航空信道接收端無CSI的情況下，運(yùn)用DUSTM調(diào)制傳輸系統(tǒng)，提出了在DF中繼點(diǎn)處采用循環(huán)冗余編碼CYCLICREDUNDANCYCHECKCRC檢測(cè)優(yōu)化轉(zhuǎn)發(fā)信號(hào)的方法。并將該方法應(yīng)用于多幅收發(fā)天線的協(xié)作通信，仿真分析了其誤碼性能。

簡介：科研管理是我校管理工作的重點(diǎn)，如何利用我校已經(jīng)建成的局域網(wǎng)并實(shí)現(xiàn)科研管理工作的網(wǎng)絡(luò)化、信息化，從而提高我?？蒲泄芾硭绞钱?dāng)前互聯(lián)網(wǎng)技術(shù)發(fā)展的首要任務(wù)。校園的數(shù)字化建設(shè)對(duì)未來的科研機(jī)制和教學(xué)考研的管理模式有著巨大的影響，為了提高高校的科研上的創(chuàng)新水平和影響，同時(shí)也能進(jìn)一步促進(jìn)高校的教學(xué)水平，充分利用教學(xué)科研設(shè)備和互聯(lián)網(wǎng)的共享，加快科研和教學(xué)信息的傳播，促進(jìn)國內(nèi)外學(xué)術(shù)上的交流，開展現(xiàn)實(shí)與網(wǎng)絡(luò)上的合作與研究，盡快的加速最新科研成果形成一定的產(chǎn)業(yè)與市場(chǎng)化，從而提高教學(xué)科研水平的創(chuàng)新水平創(chuàng)新力與輻射力，因此，構(gòu)建高校的科研管理信息系統(tǒng)，已經(jīng)成為各個(gè)高校信息化建設(shè)的一個(gè)重要方面在信息技術(shù)發(fā)展的今天，通過成熟的計(jì)算機(jī)技術(shù)，實(shí)現(xiàn)科研管理信息化，加強(qiáng)科研工作管理，整合科研工作流程，為決策層提供真實(shí)有效的參考依據(jù)，從而提升科研管理水平，是當(dāng)今高校科研管理的大勢(shì)所趨。目前，我?，F(xiàn)有的科研管理方式總體比較落后，不能滿足廣大教師對(duì)科研信息準(zhǔn)確及時(shí)的需求，且科研管理工作很大程度上還依賴人工進(jìn)行，使科研管理工作對(duì)科研信息的采集和整理比較困難，科研資源不能得到合理的配置和利用。本文首先對(duì)我校科研管理信息系統(tǒng)進(jìn)行了需求分析，然后結(jié)合我校的具體校情，設(shè)計(jì)并開發(fā)了適合我校的科研管理信息系統(tǒng)。本系統(tǒng)的設(shè)計(jì)主要是從我?？蒲泄芾砉ぷ鞯膶?shí)際和用戶需要出發(fā)，設(shè)置了相應(yīng)的功能模塊和數(shù)據(jù)流程，完成了各功能模塊設(shè)計(jì)和數(shù)據(jù)庫設(shè)計(jì)，同時(shí)也對(duì)數(shù)據(jù)的完整性、一致性和安全性進(jìn)行了分析和設(shè)計(jì)。系統(tǒng)采用CS和BS混合結(jié)構(gòu)，數(shù)據(jù)庫采用SQLSEVER2003，WEB服務(wù)器應(yīng)用IIS70，并用技術(shù)支持互聯(lián)網(wǎng)平臺(tái)，操作系統(tǒng)采用WINDOWSXP操作系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)在瀏覽器端的成果信息錄入、科研情況查詢客戶端的成果認(rèn)定，科研工作量化的度確認(rèn)、統(tǒng)計(jì)報(bào)表生成、人員管理、科研成果數(shù)據(jù)的導(dǎo)入導(dǎo)出、打印等功能。具有人性化的用戶界面，可靠的數(shù)據(jù)安全機(jī)制，從而在一定程度上可以提高科研管理效率和科研管理工作的質(zhì)量，推進(jìn)科研管理的信息化。

簡介：跨洋民用航空通信網(wǎng)絡(luò)指在民航飛機(jī)跨洋飛行時(shí)由飛機(jī)、衛(wèi)星和地基基站以及相互間的通信鏈路構(gòu)成的航空通信網(wǎng)絡(luò)。由于天基網(wǎng)通信成本高、時(shí)延大、容量受限，地基網(wǎng)覆蓋區(qū)域受限，不支持跨洋飛行，通過民航飛機(jī)構(gòu)建自組網(wǎng)有望成為以天基網(wǎng)和地基網(wǎng)為主的跨洋民用航空通信網(wǎng)絡(luò)的重要補(bǔ)充，為民航飛機(jī)在跨洋飛行時(shí)提供信息傳輸與交換。天基網(wǎng)和地基網(wǎng)已經(jīng)成熟并部署應(yīng)用，民航飛機(jī)自組網(wǎng)尚處于研究階段，作為民航飛機(jī)自組網(wǎng)組網(wǎng)關(guān)鍵的媒體接入算法和路由算法就成為跨洋民用航空通信網(wǎng)絡(luò)組網(wǎng)的關(guān)鍵。論文結(jié)合國家自然科學(xué)基金課題“跨洋民用航空寬帶移動(dòng)通信組網(wǎng)及關(guān)鍵技術(shù)研究”，針對(duì)民航飛機(jī)自組網(wǎng)跨度大、拓?fù)涓邉?dòng)態(tài)和節(jié)點(diǎn)間距遠(yuǎn)面臨的組網(wǎng)難的問題，設(shè)計(jì)穩(wěn)定、可靠和高效的接入算法和路由算法，實(shí)現(xiàn)高動(dòng)態(tài)遠(yuǎn)距離節(jié)點(diǎn)的高效組網(wǎng)；針對(duì)跨洋民用航空通信網(wǎng)絡(luò)中報(bào)文亂序和鏈路異構(gòu)性等導(dǎo)致的TCP傳輸性能退化問題，研究TCP擁塞控制算法實(shí)現(xiàn)信息的高效傳輸。主要工作和成果如下①針對(duì)民航飛機(jī)自組網(wǎng)的多跳性能衰減和節(jié)點(diǎn)間傳播時(shí)延大導(dǎo)致的傳統(tǒng)定向媒體接入算法難以適用的問題，分析了定向鄰居發(fā)現(xiàn)時(shí)延性能和經(jīng)典時(shí)隙調(diào)度算法性能，提出了基于單波束定向天線的民航飛機(jī)自組網(wǎng)MAC協(xié)議DAMAC和基于多波束定向天線的民航飛機(jī)自組網(wǎng)MAC協(xié)議MBAMAC。其中DAMAC利用反向波束內(nèi)待發(fā)現(xiàn)鄰居數(shù)，改進(jìn)定向鄰居發(fā)現(xiàn)策略以降低鄰居發(fā)現(xiàn)時(shí)延；提供單向傳輸模式以降低突發(fā)業(yè)務(wù)的傳輸時(shí)延。MBAMAC采用非對(duì)稱鏈路和基于業(yè)務(wù)負(fù)載的時(shí)隙分配策略，在節(jié)點(diǎn)內(nèi)通過鏈路間的時(shí)隙調(diào)度以滿足不同鏈路的傳輸需求；在節(jié)點(diǎn)間通過調(diào)整收發(fā)時(shí)隙比例保證節(jié)點(diǎn)中繼流量和自發(fā)流量的平衡，以降低當(dāng)自身業(yè)務(wù)負(fù)載增加時(shí)的排隊(duì)時(shí)延和丟包率，提高自身流量減小時(shí)的資源利用率。仿真結(jié)果表明，DAMAC和MBAMAC均提高了節(jié)點(diǎn)與基站間的平均傳輸速率，降低了節(jié)點(diǎn)到基站的平均跳數(shù)和平均鄰居發(fā)現(xiàn)時(shí)延。②在跨洋民用航空通信網(wǎng)絡(luò)路由算法的研究中，針對(duì)MRPPSMULTIPATHROUTINGPROTOCOLBASEDONPATHSTABILITY只有一條反向路徑易擁塞，同時(shí)沒有考慮衛(wèi)星接入和路由開銷大等問題，提出了跨洋民用航空通信網(wǎng)絡(luò)多徑路由協(xié)議MRTAN。MRTAN采用由中繼節(jié)點(diǎn)發(fā)起，目的節(jié)點(diǎn)注冊(cè)的反向多路徑建立方法以降低反向路徑的擁塞概率；利用ADSB避免周期發(fā)送鄰居維護(hù)報(bào)文以降低路由開銷；采用基于鏈路和負(fù)載的自適應(yīng)路徑選擇方法，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星路徑的平滑切換，降低突發(fā)業(yè)務(wù)的傳輸時(shí)延。仿真實(shí)驗(yàn)表明，較MRPPS，MRTAN提高了網(wǎng)絡(luò)吞吐量和報(bào)文投遞率，降低了傳輸時(shí)延和路由開銷。③針對(duì)跨洋民用航空通信網(wǎng)絡(luò)下報(bào)文亂序和鏈路異構(gòu)性引起的TCP傳輸性能退化，提出了高效的TCP擁塞控制算法INVS。INVS采用基于指數(shù)函數(shù)的凸窗口增長函數(shù)以提高大BDP網(wǎng)絡(luò)帶寬利用率；在窗口增長函數(shù)中引入自適應(yīng)增長因子以實(shí)現(xiàn)窗口增長速率與鏈路帶寬和時(shí)延相匹配；引入帶寬估計(jì)以提高慢啟動(dòng)性能；采用基于多路徑分流回復(fù)LSR和自適應(yīng)的隊(duì)列門限的丟包區(qū)分和退避策略，避免報(bào)文亂序和無線鏈路丟包造成TCP傳輸性能退化。仿真分析結(jié)果表明，相對(duì)CUBIC、ATCP等，INVS提高了跨洋航空通信網(wǎng)絡(luò)下的TCP傳輸性能。

簡介：獨(dú)創(chuàng)性聲明本人所呈交的學(xué)位論文是在導(dǎo)師指導(dǎo)下進(jìn)行的研究工作及取得的成果。盡我所知，除特別加以標(biāo)注的地方外，論文中不包含其他人的研究成果。與我一同工作的同志對(duì)本文的研究工作和成果的任何貢獻(xiàn)均已在論文中作了明確的說明并已致謝。本論文及其相關(guān)資料若有不實(shí)之處，由本人承擔(dān)一切相關(guān)責(zé)任。黿邕文作者簽名童I_勃2口F弓年弓月Z3日學(xué)位論文使用授權(quán)本人作為學(xué)位論文作者了解并愿意遵守學(xué)校有關(guān)保留、使用學(xué)位論文的規(guī)定，即在導(dǎo)師指導(dǎo)下創(chuàng)作完成的學(xué)位論文的知識(shí)產(chǎn)權(quán)歸西安理工大學(xué)所有，本人今后在使用或發(fā)表該論文涉及的研究內(nèi)容時(shí)，會(huì)注明西安理工大學(xué)。西安理工大學(xué)擁有學(xué)位論文的如下使用權(quán)，包括學(xué)?？梢员４鎸W(xué)位論文；可以采用影印、縮印或其他復(fù)制手段保存論文；可以查閱或借閱。本人授權(quán)西安理工大學(xué)對(duì)學(xué)位論文全部內(nèi)容編入公開的數(shù)據(jù)庫進(jìn)行檢索。本學(xué)位論文全部或部分內(nèi)容的公布包括刊登授權(quán)西安理工大學(xué)研究生學(xué)院辦理。經(jīng)過學(xué)校保密辦公室確定密級(jí)的涉密學(xué)位論文，按照相關(guān)保密規(guī)定執(zhí)行；需要進(jìn)行技術(shù)保密的學(xué)位論文，按照西安理工大學(xué)學(xué)位論文技術(shù)保密申請(qǐng)表內(nèi)容進(jìn)行保密附西安理工大學(xué)學(xué)位論文技術(shù)保密申請(qǐng)表。保密的學(xué)位論文在解密后，適用本授權(quán)。論文作者簽名蘭】如導(dǎo)師簽名趔加J；年弓月澇日西安理工大學(xué)碩士學(xué)位論文TITLE；RESEARCHONMLDFREQUENCYALRPOWEROFHIGHPOWERFACTORRECTLFIERMAJORPOWERELECTRONICS＆ELECTRICDRIVENAMEZHAOLIUSIGNATURE垡憂坐形SUPERVISORASSOCIATEPROFJINGANGLI。SIGNATUREABSTRACTTHEDEVELOPMENTDIRECTIONOFMODEMAIRCRAFTISMOREELECTRICEVERALLELECTRICAIRCRAR，POWERELECTRONICDEVICESAPPLIEDTOAIRCRAFTAREINCREASINGTHATRESULTINGINMOREANDMOREHARMONICCURRENTAPPEAREDINAIRPOWERSYSTEMTHEREFORE，IT’SIMPORTANTTOIMPROVEIMPROVETHECONVERTERCHARACTERISTICSANDLOWHARMONICINTERFERENCEINTHEAIRCRAFTPOWERSYSTEMINMODEMPOWERELECTRONICTECHNOLOGYTHEPULSEWIDTHMODULATIONPWMTECHNOLOGYANDRECTIFICATIONTECHNOLOGYCOMBINEDWITHTHEAPPLICATIONOFPWMRECTIFICATIONTECHNOLOGYFORM，CALLMAKETHECURRENTINACSIDEOFRECTIFIERISSINEWAVE，POWERFACTORISCLOSETO1，ANDCANGREATLYREDUCETHEHARMONICCONTENTTHEREFORE，USINGPWMRECTIFIERCANEFFECTIVELYSOLVETHEHARMONICCONTENTOFAVIATIONNETWORKPROBLEMSINTHEAIRCRAFTPOWERSYSTEM，THATACCORDINGWITHTHEDEVELOPMENTTRENDOFMODEMAIRCRAFTINTHISPAPERTARGETISTOFINDTHEOPTIMALCONTROLALGORITHMAFTERANALYSEINGTHECHARACTERISTICSOFAIRPOWERACCORDINGTOCHARACTERISTICSOF400HZ／115VAVIATIONPOWERTHISPAPERFIRSTLYINTRODUCESTHERESEARCHSTATUSOFTHEPWMRECTIFIER，TOMAKEMATHEMATICALDESCRIPTIONOFPWMRECTIFIERUSINGKIRCHHOFFSLAWANDESTABLISHEINGTHEMATHEMATICALMODELOFTHREEPHASEVOLTAGERECTIFIERINTHREEPHASESTATIONARYCOORDINATESYSTEMTHEPRINCIPLEOFSPACEVOLTAGEVECTORCONTROLANDHYSTERESISVOLTAGESPACEVECTORISANALYSED；ANDHASCARRIEDONTHEMATLABSIMULATIONTHESIMULATIONRESULTSSHOWTHATTHEHYSTERESISSPACEVECTORCONTROLALGORITHMWITHBOTHHYSTERESISCURRENTCONTROLALGORITHMANDTHESPACEVOLTAGEVECTORCONTROLALGORITHMHASADVANTAGES，ANDSATISFYINGTHECHARACTERISTICSOFAVIATIONPOWERSUPPLYREQUIREMENTSTHEDIGITALCONTROLLERBASEDONDSP／TMS320F2812HASRESEARCHED，THESOFTWAREANDHARDWAREOFTHESYSTEMHASDESIGNEDTHEDESIGNANDBEBUGGINGOFEXPERIMENTOFTHREEPHASEVOLTAGESOURCEPWMRECTIFIERBASEDONHYSTREESISSPACEVECTORHASCOMPLETEDTHEEXPERIMENTALRESULTSVALIDATETHEFEASIBILITYOFHYSTERESISSPACEVECTORCONTROLTECHNOLOGYINTHEAPPLICATIONOFAIRPOWERRECTIFIERKEYWORDSPWMRECTIFIERHYSTERESISCURRENTCONTROL，SPACEVECTOR

簡介：知識(shí)庫是各種信息處理系統(tǒng)不可或缺的一項(xiàng)基礎(chǔ)性資源。然而目前比較著名的知識(shí)庫大都是采用人工方式或者在領(lǐng)域?qū)＜覅⑴c的情況下構(gòu)建的，自動(dòng)構(gòu)建知識(shí)庫還是一大難題。針對(duì)這一問題，本文提出了一種基于實(shí)體屬性框架的航空領(lǐng)域知識(shí)庫的自動(dòng)構(gòu)建方法，對(duì)實(shí)體的各個(gè)屬性側(cè)面進(jìn)行提取后以自然結(jié)構(gòu)化的框架方式表示出來，并將其應(yīng)用到信息檢索系統(tǒng)中，有效地?cái)U(kuò)展了原始查詢關(guān)鍵詞，提高了檢索性能。本文的工作主要包含以下幾部分首先，本文著重研究了知識(shí)庫構(gòu)建中的關(guān)鍵技術(shù)，即知識(shí)獲取技術(shù)。按照不同知識(shí)類型，即實(shí)體之間的關(guān)系信息及實(shí)體的屬性信息，本文分別采用了基于SVM的實(shí)體關(guān)系獲取方法和基于多策略的屬性信息獲取方法，其中，前者是以兩實(shí)體的釋義項(xiàng)為偽文檔，采用SVM分類器進(jìn)行類別決策，將實(shí)體關(guān)系歸到人工定義好的8種關(guān)系類型中；后者從前者無法充分利用釋義項(xiàng)資源的角度出發(fā)，對(duì)輸入術(shù)語的釋義項(xiàng)利用規(guī)則和模板等進(jìn)行屬性信息的獲取。最后，將獲取的知識(shí)填充到實(shí)體一屬性框架中，構(gòu)建了一定規(guī)模的航空領(lǐng)域知識(shí)庫。本文針對(duì)傳統(tǒng)的基于關(guān)鍵字的檢索技術(shù)存在的單純?cè)~形匹配的缺點(diǎn)，提出利用已經(jīng)構(gòu)建好的航空領(lǐng)域知識(shí)庫，對(duì)檢索的原始關(guān)鍵詞進(jìn)行擴(kuò)展，擴(kuò)充為語義上相近的關(guān)鍵詞集合，進(jìn)行二次檢索，提高了檢索性能，得到了更好的檢索結(jié)果。

簡介：隨著現(xiàn)代社會(huì)的快速發(fā)展，人們對(duì)信息的高速、寬帶無線傳輸需求越加強(qiáng)烈。線性調(diào)頻信號(hào)因其自身所具有的寬帶、長距離無中繼傳輸、對(duì)多普勒頻移不敏感、抗多徑衰落和擴(kuò)頻等多重優(yōu)點(diǎn)，而逐漸受到人們的關(guān)注，并成為了高速移動(dòng)的民航飛機(jī)之間實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)通信的較好選擇。隨著民航業(yè)的不斷發(fā)展和信息技術(shù)的日新月異，準(zhǔn)確、及時(shí)地掌握飛行中飛機(jī)的位置和當(dāng)前的飛行狀態(tài)，保持空地之間和空空之間的有效的通信已成為空勤工作的必然需求。為更好的應(yīng)對(duì)復(fù)雜多變的空中緊急事件、提高飛機(jī)對(duì)空中氣象條件的應(yīng)對(duì)能力以及滿足乘客的移動(dòng)互聯(lián)等種種需求，已使得飛機(jī)與飛機(jī)之間的數(shù)據(jù)通信即構(gòu)建空空通信網(wǎng)絡(luò)成為了未來民航領(lǐng)域發(fā)展的新亮點(diǎn)。而基于線性調(diào)頻技術(shù)的民航空空通信網(wǎng)絡(luò)也將因其動(dòng)態(tài)組網(wǎng)、自組織、多跳和寬帶等優(yōu)點(diǎn)，與地空VHF數(shù)據(jù)網(wǎng)和航空移動(dòng)衛(wèi)星通信系統(tǒng)等一同構(gòu)成安全、快速、高效的航空電信網(wǎng)，形成空地一體化的互聯(lián)網(wǎng)絡(luò)。本文主要研究了基于線性調(diào)頻的物理層通信關(guān)鍵技術(shù)，包括調(diào)制、解調(diào)和多址技術(shù)。然后在此技術(shù)基礎(chǔ)上提出了民航空空通信網(wǎng)的概念，并對(duì)其構(gòu)建方式進(jìn)行了探討。論文的主要工作如下1通過MATLAB仿真，對(duì)線性調(diào)頻信號(hào)良好的自相關(guān)性，擴(kuò)頻特性，較強(qiáng)的抗干擾和抗噪聲性能，抗多徑干擾的特性以及抗多普勒頻移的特性等性能進(jìn)行分析。2根據(jù)實(shí)現(xiàn)高速移動(dòng)的飛機(jī)間通信的需要，對(duì)四種基于線性調(diào)頻技術(shù)的調(diào)制、解調(diào)方案的基本原理及性能進(jìn)行了理論分析和仿真，所研究方案具體包括①二進(jìn)制正交鍵控；②四進(jìn)制雙正交鍵控；③基于二進(jìn)制移相鍵控的直接調(diào)頻技術(shù)；④基于Π4差分四相移相鍵控的直接調(diào)頻技術(shù)。并對(duì)上述方案從抗噪聲、抗多普勒效應(yīng)和抗多徑干擾等多個(gè)角度進(jìn)行對(duì)比和分析。3介紹了多調(diào)頻率多址接入、多載頻多址接入和碼分多址接入以及時(shí)間交疊多址技術(shù)的基本原理。分別在四種線性調(diào)頻技術(shù)的調(diào)制、解調(diào)方案基礎(chǔ)上應(yīng)用時(shí)間交疊多址技術(shù)進(jìn)行了MATLAB仿真，并對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行分析。又對(duì)線性調(diào)頻系統(tǒng)的同步機(jī)制進(jìn)行了探討。4介紹了民航空空通信網(wǎng)的構(gòu)建背景，然后提出了民航空空通信網(wǎng)的概念和特點(diǎn)，并在此基礎(chǔ)上探討民航空空通信網(wǎng)的總體設(shè)計(jì)方案。最后，探討了民航空空通信網(wǎng)與航空電信網(wǎng)的融合方式。

簡介：在通過高溫拉伸實(shí)驗(yàn)和高速壓縮實(shí)驗(yàn)得到了鋁合金7050T7451材料本構(gòu)模型的基礎(chǔ)上，論文進(jìn)一步研究了鋁合金7050在臨近高速線速度在6MS～8MS范圍內(nèi)銑削加工下的力學(xué)和熱學(xué)性能，為提高銑削加工效率，特別是提高金屬去除率，對(duì)采用不同銑刀刀具進(jìn)行銑削加工以及加工時(shí)必然會(huì)產(chǎn)生的刀具磨損所帶來的一些影響做了較為深入的研究。論文首先分析了常見的銑削加工模擬的方式等效厚度法，變厚度法。通過前人提出的基于待切削層面積的等效厚度法，將銑削加工時(shí)的每齒進(jìn)給量轉(zhuǎn)換為等效的切削厚度，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行二維有限元模擬，針對(duì)選取的幾組不同的刀具后刀面磨損程度VB值，分析了刀具后刀面磨損對(duì)于切削力、切削溫度、剪切角、有效應(yīng)力以及有效應(yīng)變等物理量的影響。而對(duì)于變厚度法，論文在前人采用近似圓弧逼近加工軌跡銑削加工模型基礎(chǔ)上，修正為考慮銑刀刀尖真實(shí)運(yùn)動(dòng)軌跡即次擺線的幾何模型，從而同時(shí)考慮銑刀的旋轉(zhuǎn)和進(jìn)給的復(fù)合運(yùn)動(dòng)，突破了原來近似圓弧模型的限制，避免了原模型在模擬起始階段存在的理論誤差，擴(kuò)大了有限元模擬的觀察時(shí)間范圍及實(shí)際對(duì)應(yīng)的銑刀連續(xù)旋轉(zhuǎn)角度，仿真結(jié)果也更加精確。在此基礎(chǔ)上分析了采用二齒銑刀在等寬加工方式下的銑削力和銑削溫度以及有效應(yīng)力等變量。然后分別分析了采用三齒銑刀和四齒銑刀同樣在等寬槽銑加工方式下必然存在二個(gè)以上的刀刃同時(shí)加工對(duì)總的銑削力波形的變化和影響這里的四齒銑刀包括直齒和螺旋齒兩種情況。其他如切削溫度和有效應(yīng)力也進(jìn)行了分析。這種方法雖然只分析了三齒和四齒，但作為基礎(chǔ)，可以延展應(yīng)用到更為復(fù)雜的可能多至六刃以上刃數(shù)的面銑刀加工。其中的實(shí)際意義在于，金屬切除率的提高，一方面可以通過提升轉(zhuǎn)速和進(jìn)給速度，另一方面還可以通過在不影響排屑的情況下適當(dāng)增加刀具上的刃數(shù)。而等寬方式作為最大徑向切深以及同時(shí)包含逆銑和順銑兩種方式的情況，一方面可以在粗銑加工采用，另一方面也是理論和實(shí)驗(yàn)研究中?？紤]采用的一種加工方式。在上述不同的具體情況中，論文采用了經(jīng)驗(yàn)公式理論分析、力學(xué)建模、有限元模擬和銑削實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證等相結(jié)合的手段研究鋁合金7050T7451加工中的銑削力和銑削溫度及有效應(yīng)力等物理量的變化規(guī)律，進(jìn)一步了解了該材料的加工性能。在實(shí)驗(yàn)中通過KISTLER測(cè)力儀測(cè)量銑削力三個(gè)方向的分力。實(shí)驗(yàn)測(cè)量值與有限元模擬值得到了較好的一致，說明了論文所研究的鋁合金7050銑削加工過程仿真的有限元模型是成功的。在二維有限元模型的基礎(chǔ)上，建立了螺旋刃銑刀加工鋁合金工件的三維有限元模型，對(duì)于螺旋刃銑刀分別在最大徑向切寬以及較大軸向切深兩個(gè)條件下銑削加工鋁合金工件時(shí)的切削力和切削溫度等物理量的變化規(guī)律進(jìn)行了研究。首先同樣分析了在徑向切深等于刀具直徑的加工方式下的銑削力和銑削溫度等的變化情況；其次作為面向?qū)嶋H加工的一個(gè)應(yīng)用，論文比較和分析了采用二齒螺旋銑刀和四齒螺旋銑刀在較大軸向切深的情況下分別加工鋁合金薄壁件時(shí)切削力的異同，探討了采用四齒螺旋銑刀在較大軸向切深情況下進(jìn)行加工的可行性。

簡介：全景航空相機(jī)多無限遠(yuǎn)目標(biāo)模擬裝置，它屬于相機(jī)性能檢測(cè)系統(tǒng)中重要的光學(xué)系統(tǒng)部分，主要由三個(gè)分辨率測(cè)量用大視場(chǎng)復(fù)消色差物鏡的平行光管構(gòu)成，目的就是為了模擬無限遠(yuǎn)目標(biāo)，完成航空相機(jī)在全視場(chǎng)掃描范圍內(nèi)，靜態(tài)與動(dòng)態(tài)照相分辨率的檢測(cè)，從而便于驗(yàn)證相機(jī)是否達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。文章重點(diǎn)完成了對(duì)全景航空相機(jī)多無限遠(yuǎn)目標(biāo)模擬裝置的測(cè)試，其中包括對(duì)無限遠(yuǎn)目標(biāo)模擬裝置焦平面的測(cè)試技術(shù)研究；三個(gè)無限遠(yuǎn)目標(biāo)模擬裝置共面度的測(cè)試技術(shù)研究；系統(tǒng)裝置之間角度的測(cè)試技術(shù)研究；多無限遠(yuǎn)目標(biāo)模擬裝置光軸交點(diǎn)與相機(jī)物方反射鏡對(duì)準(zhǔn)的測(cè)試技術(shù)研究。給出測(cè)試方法，并對(duì)其檢測(cè)標(biāo)定，測(cè)得儀器調(diào)焦精度小于005MM，三光軸共面度為0039MM，裝置角度精度可達(dá)6’，儀器三光軸與相機(jī)的對(duì)準(zhǔn)精度為30’。滿足要求，保證了裝配精度。

簡介：近年來，我國民用航空業(yè)飛速發(fā)展，航空通信業(yè)務(wù)量劇增，ATM系統(tǒng)通信容量已經(jīng)趨于飽和。另外，隨著國外航空寬帶移動(dòng)通信的開放，我國航空移動(dòng)通信的解禁也指日可待，屆時(shí)航空通信頻譜資源將更加緊張，傳統(tǒng)頻譜分配利用率低的弊端將日益顯現(xiàn)，因此研究適用于航空通信網(wǎng)絡(luò)的頻譜共享方法已經(jīng)刻不容緩。未來的航空移動(dòng)寬帶通信網(wǎng)絡(luò)是一個(gè)空天地一體化系統(tǒng)，飛機(jī)不僅可以與地基基站和中繼衛(wèi)星直接通信的基礎(chǔ)上，也可通過由飛機(jī)自組織建立的航空自組網(wǎng)與地基基站通信，實(shí)現(xiàn)低成本的快速寬帶數(shù)據(jù)傳輸。航空自組網(wǎng)中包含有多架飛機(jī)組成主干網(wǎng)和游離的飛機(jī)節(jié)點(diǎn)。主干網(wǎng)的鏈路結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，擁有頻譜使用權(quán)，而游離的飛機(jī)節(jié)點(diǎn)則需要通過與主干網(wǎng)鏈接才能完成通信需求，本文著重討論了這種背景下的頻譜接入問題?；谡J(rèn)知無線電的頻譜分配是當(dāng)前頻譜共享理論的研究熱點(diǎn)。本文針對(duì)航空自組網(wǎng)的特點(diǎn)，通過將博弈論和認(rèn)知無線電有機(jī)結(jié)合，提出了一種基于重復(fù)博弈的頻譜共享策略。在基于重復(fù)博弈模型下的頻譜共享算法中，針對(duì)航空自組網(wǎng)的頻譜分配問題，首先，本文用單次博弈對(duì)單個(gè)時(shí)隙中的頻譜競爭問題進(jìn)行建模，分析了單次博弈下的納什均衡策略；其次，用重復(fù)博弈對(duì)用戶在多個(gè)時(shí)隙下的頻譜競爭行為建模，提出了基于最大吞吐量準(zhǔn)則和比例公平準(zhǔn)則的頻譜分配策略；同時(shí)，本文給出了基于不同懲罰策略的防欺騙手段，通過這些防欺騙的措施使得參與用戶約束自己的行為以合作方式共享頻譜、實(shí)現(xiàn)頻譜分配，保證合作競爭的誠實(shí)性。最后，從仿真結(jié)果可以看出防欺騙方式能很好的約束博弈雙方保持合作，本文提出的頻譜共享策略能夠很好的降低用戶間的干擾，提高系統(tǒng)的頻譜利用率。

簡介：高速切削加工技術(shù)是先進(jìn)實(shí)用的制造技術(shù)，正成為切削加工的主流，具有強(qiáng)大的生命力和廣闊的應(yīng)用前景。然而，高速切削刀具的工作條件比在普通切削加工下更為惡劣，刀具失效過快一直是制約高速切削加工廣泛應(yīng)用的一個(gè)關(guān)鍵問題。高速切削時(shí)，刀具具有不同于普通切削的失效機(jī)理，需要新的理論和方法來進(jìn)行研究。航空航天行業(yè)是高速切削技術(shù)應(yīng)用最為廣泛的行業(yè)之一，在高速銑削航空鋁合金時(shí)遇到了刀具失效等方面的許多問題。本文針對(duì)高速銑削航空鋁合金7050T7451的刀具失效機(jī)理和刀具壽命進(jìn)行了系統(tǒng)研究。高速切削時(shí)切削加工工藝對(duì)刀具的早期失效有著重要的影響，研究了高速銑削航空鋁合金時(shí)刀具的合理選用和高速切削共振區(qū)的判定方法。根據(jù)變速度單因素實(shí)驗(yàn)測(cè)出切削力和表面粗糙度，提出了一種具有可操作性的判斷高速切削共振區(qū)的方法。研究表明，這種方法和理論分析一致，從而證明了其可行性。研究了高速銑削7050T7451時(shí)的切削變形程度、切屑形成和剪切角。指出高應(yīng)變、高應(yīng)變率和高溫是高速切削不同于普通切削的特點(diǎn)。通過快速落刀實(shí)驗(yàn)研究了切屑根部形貌，劇烈扭曲的滑移線間接證明了粘結(jié)磨損存在。通過實(shí)驗(yàn)分別研究了高速車削和高速銑削7050T7451時(shí)的切屑形態(tài)及變化規(guī)律。研究了整體涂層硬質(zhì)合金刀具和超細(xì)晶粒硬質(zhì)合金可轉(zhuǎn)位刀具高速銑削航空鋁合金的銑削力及其變化規(guī)律。首先利用七參數(shù)法對(duì)圓弧頭立銑刀進(jìn)行了幾何建模，然后建立了兩種切削刀具的力學(xué)模型，最后分別對(duì)整體式和可轉(zhuǎn)位式圓弧頭銑刀進(jìn)行了切削力正交實(shí)驗(yàn)，建立了銑削力經(jīng)驗(yàn)公式。研究了高速銑削航空鋁合金7050T7451時(shí)的切削溫度。提出了高速銑削航空鋁合金切削溫度的“導(dǎo)熱反求”方法，利用紅外熱像儀和數(shù)值模擬方法確定了銑削過程中的切削溫度。通過研究發(fā)現(xiàn)切削溫度隨切削速度提高而升高，到了1000MMIN后升高幅度變緩，證明MCGEE曲線比SALOMON曲線更具合理性。通過高速斷續(xù)車削實(shí)驗(yàn)得到了切削與空切時(shí)的溫度差，為求解刀具所受到的熱應(yīng)力提供了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。建立了基于高速切削過程熱力耦合不均勻強(qiáng)應(yīng)力場(chǎng)的刀具失效理論，并將其運(yùn)用到分析高速銑削航空鋁合金的刀具磨損和刀具壽命研究中，利用數(shù)值模擬方法研究了熱力耦合不均勻強(qiáng)應(yīng)力場(chǎng)對(duì)高速銑削刀具失效的影響。通過研究發(fā)現(xiàn)，熱力耦合不均勻強(qiáng)應(yīng)力場(chǎng)的等效應(yīng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于超細(xì)晶粒硬質(zhì)合金的抗拉強(qiáng)度，刀具因高周循環(huán)應(yīng)力沖擊而逐漸破壞，表明應(yīng)力疲勞對(duì)刀具失效起到重要作用。通過模擬高速銑削刀具裂紋萌生的脈沖激光熱沖擊實(shí)驗(yàn)方法研究了高速切削加工熱應(yīng)力和機(jī)械應(yīng)力沖擊在刀具失效中的不同作用。通過單一激光熱沖擊研究發(fā)現(xiàn)，熱應(yīng)力造成裂紋萌生，而熱力耦合的作用則使裂紋擴(kuò)展。研究了高速銑削航空鋁合金7050T7451時(shí)涂層整體刀具和可轉(zhuǎn)位刀具的失效形態(tài)及機(jī)理。研究發(fā)現(xiàn)粘結(jié)磨損、擴(kuò)散磨損、氧化磨損是高速銑削刀具的主要失效機(jī)理。刀具前刀面不同位置擴(kuò)散磨損程度不同，擴(kuò)散行為對(duì)破損的影響比磨損要大。前、后刀面都存在擴(kuò)散磨損及粘結(jié)磨損，且前刀面比后刀面更嚴(yán)重，擴(kuò)散磨損主要是CO元素向切屑中擴(kuò)散，同時(shí)有少量CO元素發(fā)生氧化，但W元素沒有發(fā)生氧化。并以工件加工表面粗糙度為刀具壽命評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)制訂了高速精銑7050T7451時(shí)的刀具磨鈍標(biāo)準(zhǔn)。

簡介：激光噴丸強(qiáng)化技術(shù)LASERPEENING，LP是一種新型的材料表面強(qiáng)化技術(shù)，其利用高功率短脈沖激光束與材料表面相互作用產(chǎn)生的高幅值沖擊波壓力使材料表面發(fā)生塑性變形、晶粒細(xì)化、高密度位錯(cuò)，并在材料表面產(chǎn)生比傳統(tǒng)機(jī)械噴丸更深的殘余壓應(yīng)力層來提高材料的抗疲勞特性，能有效改善工程關(guān)鍵零部件的疲勞性能，降低其疲勞裂紋擴(kuò)展速率，在航空航天等領(lǐng)域有廣泛的應(yīng)用。本文以線彈性斷裂力學(xué)及彈塑性斷裂力學(xué)理論為基礎(chǔ)，以TI6AL4V航空鈦合金為研究對(duì)象，開展激光噴丸強(qiáng)化航空鈦合金薄板件后的殘余應(yīng)力分布及疲勞裂紋擴(kuò)展性能研究，主要工作集中在以下幾點(diǎn)基于線彈性及彈塑性斷裂力學(xué)理論，分析了不同控制參量下激光噴丸誘導(dǎo)殘余應(yīng)力場(chǎng)及其對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展速率和疲勞壽命的影響，從理論上探討了疲勞裂紋擴(kuò)展行為的斷裂力學(xué)描述及微觀機(jī)理從疲勞極限、裂紋擴(kuò)展門檻值、應(yīng)力強(qiáng)度因子、疲勞裂紋擴(kuò)展速率四個(gè)方面研究了激光噴丸強(qiáng)化對(duì)鈦合金疲勞性能的改善機(jī)理。利用高功率ND∶YAG固體激光噴丸裝置，對(duì)TI6AL4V航空鈦合金緊湊拉伸試樣COMPACTTENSION，CT進(jìn)行了不同噴丸覆蓋率及不同功率密度下激光噴丸強(qiáng)化實(shí)驗(yàn)，對(duì)試樣裂紋擴(kuò)展沿線、垂直于裂紋擴(kuò)展方向及試樣厚度方向進(jìn)行了X射線衍射殘余應(yīng)力測(cè)定。利用MTS809拉伸測(cè)試系統(tǒng)進(jìn)行疲勞裂紋擴(kuò)展實(shí)驗(yàn)，研究了激光噴丸后TI6AL4V航空鈦合金試樣疲勞裂紋擴(kuò)展速率及疲勞壽命。采用掃描電子顯微鏡SCANNINGELECTRONMICROSCOPE，SEM分析了CT試樣疲勞斷口形貌，對(duì)比了激光噴丸強(qiáng)化前后疲勞試樣斷口上裂紋源區(qū)、疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)、最終斷裂區(qū)形貌變化，研究了激光噴丸前后裂紋源區(qū)位置分布、疲勞裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)的疲勞條帶以及最終斷裂區(qū)韌窩形貌，從微觀機(jī)理上闡述了激光噴丸降低鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率的機(jī)理，驗(yàn)證了激光噴丸強(qiáng)化有效提高鈦合金疲勞性能的有效性。以有限元分析軟件ABAQUS及MSCFATIGUE為平臺(tái)，建立了激光噴丸強(qiáng)化TI6AL4V航空鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展性能的有限元模型，對(duì)不同噴丸覆蓋率和不同激光功率密度下激光噴丸航空鈦合金表面及次表面殘余應(yīng)力分布及不同殘余應(yīng)力場(chǎng)下疲勞裂紋擴(kuò)展性能進(jìn)行探討，結(jié)果表明激光噴丸能夠有效減小裂紋擴(kuò)展驅(qū)動(dòng)力，降低裂紋擴(kuò)展速率，延長裂紋擴(kuò)展壽命。有限元分析和實(shí)驗(yàn)結(jié)果的一致性較好，可為激光噴丸疲勞裂紋擴(kuò)展性能分析提供有效手段。

簡介：本文首先介紹了航空通信的研究背景和將LTE應(yīng)用到航空通信系統(tǒng)的意義，綜述了多載波通信的抗多普勒技術(shù)和信道估計(jì)技術(shù)的研究狀況。作為頻率同步和信道估計(jì)技術(shù)研究的前提，準(zhǔn)確的信道模型至關(guān)重要，本文介紹了飛行器在巡航階段的信道基本特性，針對(duì)不同的飛行仰角，參閱相關(guān)文獻(xiàn)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)建立數(shù)學(xué)模型。簡要介紹了LTE下行鏈路的物理層標(biāo)準(zhǔn)和相關(guān)協(xié)議，詳細(xì)介紹了OFDM技術(shù)，并搭建了LTE下行鏈路基帶仿真系統(tǒng)模型，并闡述了將LTE應(yīng)用到航空通信的優(yōu)勢(shì)及面臨的問題。在OFDM系統(tǒng)的抗多普勒頻偏技術(shù)研究中，其主要思路是在接收端進(jìn)行頻偏估計(jì)和補(bǔ)償。限于LTE下行可利用的資源有限，現(xiàn)有的算法大都基于循環(huán)前綴或?qū)ьl符號(hào)，利用其相關(guān)特征來進(jìn)行頻偏估計(jì)。但是在航空情景下，由于終端移動(dòng)速度更大，多普勒頻移更大，且受到散射徑的影響，傳統(tǒng)算法的估計(jì)性能并不理想。本文建立了受多普勒效應(yīng)影響的信號(hào)模型，分析了頻偏和多普勒擴(kuò)展對(duì)系統(tǒng)的影響，仿真分析了現(xiàn)有的一些經(jīng)典估計(jì)方案，并針對(duì)傳統(tǒng)頻偏估計(jì)算法受散射徑影響嚴(yán)重的問題，分析了只利用LOS徑估計(jì)頻偏的技術(shù)，該方案首先需進(jìn)行時(shí)域的信道估計(jì)，將直射徑與散射徑分離，仿真表明該方案并不適用于航空?qǐng)鼍?。利用循環(huán)前綴和導(dǎo)頻進(jìn)行聯(lián)合估計(jì)，由于實(shí)現(xiàn)簡單且性能良好被作為最終的方案。針對(duì)航空信道快時(shí)變的特點(diǎn)，首先分析了傳統(tǒng)LS在不同信道內(nèi)插方案下的系統(tǒng)性能，以及基于基擴(kuò)展模型的信道估計(jì)算法，仿真表明其并不適用于航空?qǐng)鼍跋?，尤其是散射徑延遲比較大時(shí)，本文聯(lián)合ICI消除及最強(qiáng)路徑信道估計(jì)方案，ICI消除通過求解ICI矩陣重構(gòu)信號(hào)，為降低計(jì)算復(fù)雜性，采用有限長濾波器來實(shí)現(xiàn)矩陣求逆運(yùn)算，最強(qiáng)路徑信道估計(jì)方案即在時(shí)域抽取能量集中的路徑，其他路徑置零，然后再變換到頻域。該方案能有效地提升了兩徑信道下的系統(tǒng)性能。

簡介：7050T7451鋁合金是一種高強(qiáng)度航空鋁合金材料廣泛應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)與零部件的制造。鉚接緊固孔是飛機(jī)結(jié)構(gòu)件中的典型應(yīng)力集中環(huán)節(jié)在交變載荷作用下極易產(chǎn)生疲勞裂紋進(jìn)而造成疲勞斷裂。激光沖擊小孔強(qiáng)化技術(shù)是一種先進(jìn)的小孔強(qiáng)化技術(shù)可以用以改善鋁合金表層以及深度方向的殘余應(yīng)力分布進(jìn)而改善其抗疲勞性能。本文主要對(duì)7050T7451鋁合金進(jìn)行激光沖擊小孔強(qiáng)化技術(shù)及其殘余應(yīng)力場(chǎng)分布進(jìn)行研究旨在提高7050T7451鋁合金的抗疲勞壽命。論文研究的主要工作和取得的創(chuàng)新點(diǎn)如下；以短脈沖高能量的激光束與材料相互作用誘導(dǎo)沖擊波的機(jī)制為基礎(chǔ)探討了高幅沖擊波加載下金屬材料的動(dòng)態(tài)力學(xué)響應(yīng)以及沖擊波誘導(dǎo)殘余應(yīng)力生成的過程引入板料殘余應(yīng)力分布及小孔周圍殘余應(yīng)力分布的估算理論模型分析了板料表面深度以及小孔邊緣處殘余應(yīng)力沿板料表面和深度方向分布的估算方法。以ABAQUS軟件為平臺(tái)建立了高應(yīng)變率條件下激光沖擊小孔強(qiáng)化的有限元分析模型解決了激光沖擊后對(duì)數(shù)值模型進(jìn)行開小孔的處理方法。對(duì)比了先開孔后激光沖擊先激光沖擊后開孔的工藝單面沖擊和雙面沖擊工藝并且選著了不同能量參數(shù)和不同板料厚度對(duì)小孔處表面以及深度方向殘余應(yīng)力分布進(jìn)行了研究。探討了殘余應(yīng)力沿板料厚度方向和在外加載荷下的疊加效應(yīng)；并且發(fā)現(xiàn)了激光沖擊下板料邊緣產(chǎn)生的邊緣拉應(yīng)力效應(yīng)小孔邊緣在深度方向的拉應(yīng)力效應(yīng)并提出了一種能夠減少邊緣效應(yīng)和孔深度方向有害拉應(yīng)力的方法為激光沖擊小孔強(qiáng)化過程的工藝方法和參數(shù)的有效控制研究提供理論依據(jù)。通過實(shí)驗(yàn)主要研究了7050T7451鋁合金板料沖擊表面和背面小孔處殘余應(yīng)力的分布實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明先激光沖擊后開孔比先開孔后激光沖擊產(chǎn)生更大的殘余壓應(yīng)力板料厚度對(duì)殘余應(yīng)力的分布有顯著的影響在同樣的激光沖擊參數(shù)下4MM、5MM厚度的板料相比3MM厚度的板料會(huì)產(chǎn)生更大的殘余壓應(yīng)力然而當(dāng)板料厚度為5MM時(shí)雙面沖擊相對(duì)于單面沖擊殘余壓應(yīng)力值改變不大；當(dāng)板料為薄板時(shí)背面產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力的值會(huì)高于沖擊表面。

簡介：隨著我國經(jīng)濟(jì)的飛速發(fā)展，人們的日常生活水平有了很大提高，經(jīng)濟(jì)的發(fā)展促進(jìn)了金融、旅游和自由貿(mào)易的興起，因此地區(qū)間的人口流動(dòng)越發(fā)頻繁。而人們出行所選擇的交通工具也越來越多樣化，其中具有高實(shí)時(shí)性和安全性的航空運(yùn)輸成為了首選的交通方式之一。目前，航班線路不斷增加，乘客數(shù)量也逐年遞增，因此如何提高乘客購票的效率成為了當(dāng)前的熱點(diǎn)問題。手機(jī)作為一種方便、快捷的通訊工具，越來越受到人們的青睞，而3G技術(shù)的發(fā)展和智能手機(jī)的普及使得移動(dòng)互聯(lián)網(wǎng)的應(yīng)用開發(fā)成為了當(dāng)前研發(fā)的主流。本文以ROID智能手機(jī)平臺(tái)為載體，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了一個(gè)3G移動(dòng)航空訂票系統(tǒng)，主要包括以下工作1、進(jìn)行系統(tǒng)的需求分析和總體設(shè)計(jì)，構(gòu)建系統(tǒng)的總體功能架構(gòu)，并搭建系統(tǒng)的MYSQL數(shù)據(jù)庫平臺(tái)，完成數(shù)據(jù)庫設(shè)計(jì)。2、搭建ROID程序開發(fā)平臺(tái)，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)的主要功能，包括了系統(tǒng)登錄注冊(cè)功能、用戶管理功能、航班信息查詢功能、航班預(yù)訂功能、訂單管理功能等，進(jìn)行詳細(xì)的流程設(shè)計(jì)，并利用ROID相關(guān)技術(shù)進(jìn)行編碼實(shí)現(xiàn)。3、搭建了系統(tǒng)的測(cè)試環(huán)境，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行了詳細(xì)的測(cè)試和分析，分析結(jié)果表明本文開發(fā)的系統(tǒng)符合用戶需求，可以投入使用。本文系統(tǒng)的開發(fā)采用了ROID客戶端開發(fā)技術(shù)和PHP服務(wù)器端開發(fā)技術(shù)，以MYSQL數(shù)據(jù)庫平臺(tái)進(jìn)行數(shù)據(jù)存儲(chǔ)，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)功能，并最終通過了系統(tǒng)測(cè)試，達(dá)到了預(yù)期開發(fā)目標(biāo)。