簡(jiǎn)介：滾動(dòng)軸承是航空發(fā)動(dòng)機(jī)承力傳動(dòng)系統(tǒng)的關(guān)鍵部件，工作在高速、高溫以及高載荷的變工況下，極易發(fā)生故障，因此，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)滾動(dòng)軸承進(jìn)行故障診斷和壽命預(yù)測(cè)對(duì)于有效地實(shí)施航空發(fā)動(dòng)機(jī)的視情維修和健康管理具有重要的理論意義和工程實(shí)用價(jià)值?；诖耍疚姆謩e開(kāi)發(fā)了離線油液磨粒檢測(cè)技術(shù)和在線油液磨屑檢測(cè)技術(shù)，研究了航空發(fā)動(dòng)機(jī)滾動(dòng)軸承故障診斷方法和壽命預(yù)測(cè)方法，并進(jìn)行了實(shí)際工程應(yīng)用和試驗(yàn)驗(yàn)證。論文主要研究?jī)?nèi)容如下（1）總結(jié)了常見(jiàn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)滾動(dòng)軸承的失效基本模式，以某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)為例，通過(guò)研究典型的主軸承和附件機(jī)匣軸承故障案例，分析了其失效原因和機(jī)理，結(jié)果表明，航空軸承主要失效模式為滾動(dòng)接觸疲勞失效。通過(guò)航空軸承加速失效試驗(yàn)平臺(tái)，進(jìn)行了實(shí)際航空軸承的疲勞剝落失效過(guò)程試驗(yàn)，并對(duì)軸承進(jìn)行了失效原因分析，表明通過(guò)該試驗(yàn)過(guò)程可以模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承的疲勞剝落失效過(guò)程。最后對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)滾動(dòng)軸承疲勞失效過(guò)程中的征兆信息進(jìn)行了分析，對(duì)現(xiàn)有航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承故障監(jiān)控方法的缺陷和不足進(jìn)行了討論，梳理航空發(fā)動(dòng)機(jī)滾動(dòng)軸承的失效特征，可以針對(duì)小尺寸磨粒開(kāi)展油液磨粒離線監(jiān)測(cè)實(shí)現(xiàn)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)滾動(dòng)軸承的故障診斷，針對(duì)大尺寸磨屑進(jìn)行油液磨屑在線監(jiān)測(cè)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)滾動(dòng)軸承的狀態(tài)評(píng)估和壽命預(yù)測(cè)。（2）針對(duì)目前油樣分析方法中難于實(shí)現(xiàn)對(duì)大于10ΜM的磨損顆粒的檢測(cè)問(wèn)題，為更有效的診斷航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承疲勞失效故障，研究了油液運(yùn)動(dòng)磨粒智能檢測(cè)技術(shù)，并專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)了基于磨粒圖像分析的多功能油液磨粒智能檢測(cè)與診斷系統(tǒng)（MULTIPLEINTELLIGENTDEBRISCLASSIFYINGSYSTEMCS），既能計(jì)算油液固體顆粒污染度等級(jí)，又能對(duì)大于10ΜM以上的顆粒進(jìn)行分析判斷，將顆粒識(shí)別為金屬和非金屬，同時(shí)對(duì)金屬顆粒進(jìn)一步識(shí)別為切削磨粒、嚴(yán)重滑動(dòng)磨粒、疲勞磨粒，對(duì)非金屬顆粒進(jìn)一步區(qū)分為氣泡、纖維、其他非金屬顆粒等。提出了基于遺傳算法的顯微成像系統(tǒng)多參數(shù)自適應(yīng)調(diào)整的新方法。針對(duì)CS中的磨粒識(shí)別特征冗余問(wèn)題，利用WEKA軟件的C45算法對(duì)特征磨粒樣本集進(jìn)行了規(guī)則提取，獲取了識(shí)別磨粒的專(zhuān)家知識(shí)規(guī)則，并對(duì)規(guī)則進(jìn)行了分析，并與人工提取的規(guī)則進(jìn)行了比較，結(jié)果表明本文所提取出的磨粒識(shí)別規(guī)則反應(yīng)了實(shí)際磨粒識(shí)別的統(tǒng)計(jì)規(guī)律，具有很高的識(shí)別精度。（3）研究了基于油液運(yùn)動(dòng)磨粒檢測(cè)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)磨損故障診斷方法，對(duì)磨粒監(jiān)測(cè)界限值制定方法進(jìn)行討論分析。采用CS進(jìn)行了實(shí)際航空發(fā)動(dòng)機(jī)磨損監(jiān)控驗(yàn)證，由于CS對(duì)10ΜM以上的異常磨粒檢測(cè)力更強(qiáng)，而滾動(dòng)軸承早期疲勞剝落將產(chǎn)生10ΜM以上的異常磨粒，因此，與傳統(tǒng)光譜分析相比，CS對(duì)于監(jiān)控航空發(fā)動(dòng)機(jī)滾動(dòng)軸承疲勞故障更具優(yōu)勢(shì)。采用CS磨粒檢測(cè)，成功提前預(yù)報(bào)多起航空發(fā)動(dòng)機(jī)故障，避免了危險(xiǎn)性事故的發(fā)生。（4）對(duì)油液在線磨屑監(jiān)測(cè)傳感器進(jìn)行了理論分析，討論了鐵磁性顆粒檢測(cè)和非鐵磁性顆粒檢測(cè)的原理。根據(jù)理論分析結(jié)果，設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)了油液在線磨屑監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，討論了系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作模式。研究提出了磨屑識(shí)別策略和算法，并進(jìn)行驗(yàn)證，表明了算法的有效性。在傳感器信號(hào)處理方面，研究了改進(jìn)中值濾波去噪方法，并通過(guò)實(shí)驗(yàn)對(duì)所提方法進(jìn)行了驗(yàn)證，傳感器的信噪比有了明顯的提高。（5）以航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣的35206P1型軸承為試驗(yàn)對(duì)象，進(jìn)行了15組航空軸承疲勞加速實(shí)驗(yàn)，并通過(guò)分析篩選出有效的軸承失效數(shù)據(jù)；在試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，引入了支持向量回歸SUPPTVECTREGRESSIONSVR對(duì)有效數(shù)據(jù)進(jìn)行訓(xùn)練建模，得到了滾動(dòng)軸承的剩余使用壽命REMAININGUSEFULLIFERUL關(guān)于徑向載荷、轉(zhuǎn)速、特征量的預(yù)測(cè)模型，該模型可通過(guò)試驗(yàn)補(bǔ)充不斷地拓展完善；最后，對(duì)實(shí)時(shí)采集的軸承數(shù)據(jù)，通過(guò)GM11灰色模型對(duì)軸承狀態(tài)進(jìn)行動(dòng)態(tài)預(yù)測(cè)，并結(jié)合已建立的預(yù)測(cè)模型得到軸承的剩余使用壽命。

簡(jiǎn)介：鈦合金、鋁合金等輕質(zhì)合金廣泛應(yīng)用于航空、航天、軍工以及民用領(lǐng)域。航空結(jié)構(gòu)件的加工需要較高的加工精度和加工效率。研究航空鈦合金、鋁合金的加工機(jī)理切屑形態(tài)、切削力、溫度等，對(duì)提高航空航天工業(yè)以及其他相關(guān)行業(yè)的制造技術(shù)水平具有重要的意義。本文首先分析了熱彈塑性條件下的應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系。基于材料韌性失效過(guò)程的應(yīng)力應(yīng)變曲線，建立了能量法韌性失效材料模型。采用JOHNSONCOOK材料模型表征切削過(guò)程中的塑性變形屬性應(yīng)用韌性失效初始和演化準(zhǔn)則表征材料韌性失效過(guò)程。采用能量法的韌性失效模型對(duì)鈦合金TI6AL4V正交切削過(guò)程進(jìn)行了有限元仿真，仿真結(jié)果顯示模型網(wǎng)格特征尺寸對(duì)仿真的切削力和切屑形態(tài)具有較大的影響。為消除特征尺寸對(duì)仿真結(jié)果的影響，建立了韌性失效能密度法的韌性失效準(zhǔn)則。為金屬切削過(guò)程有限元仿真提供了有效的材料建模方法。設(shè)計(jì)了鈦合金TI6AL4V正交切削試驗(yàn)，并制作了切屑截面的金相觀測(cè)試樣，分析了切屑的特征尺寸隨切削參數(shù)的變化趨勢(shì)。采用基于韌性失效的有限元模型對(duì)鈦合金切屑形成過(guò)程進(jìn)行數(shù)值模擬。仿真獲得的切削力和切屑形態(tài)與試驗(yàn)值吻合較好，驗(yàn)證了模型的有效性。同時(shí)，對(duì)超高速條件下的鈦合金切削過(guò)程進(jìn)行了有限元仿真，預(yù)測(cè)了超高速條件下的切屑特征尺寸的變化規(guī)律。利用鈦合金切削仿真結(jié)果，分析了鋸齒狀切屑絕熱剪切帶中的應(yīng)力、應(yīng)變、溫度、應(yīng)變梯度和溫度梯度的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)應(yīng)變對(duì)溫度、應(yīng)變梯度對(duì)溫度梯度具有“同趨勢(shì)，略滯后”的現(xiàn)象。從微觀熱、力分析的角度，證明了鋸齒狀切屑的形成是由于材料沿剪切帶的熱軟化作用大于應(yīng)變強(qiáng)化作用造成的，為T(mén)I6AL4V合金鋸齒狀切屑形成的熱塑性失穩(wěn)理論提供了新的證據(jù)。采用韌性失效材料模型，進(jìn)行了鋁合金2AL2微切削過(guò)程的有限元仿真，提取了微切削過(guò)程的穩(wěn)態(tài)特征，為準(zhǔn)確分析微切削機(jī)理提供了保障。采用快速響應(yīng)自更新型熱電偶，設(shè)計(jì)了鋁合金微切削測(cè)溫試驗(yàn)，同時(shí)獲得了刀尖與工件表面的溫度。分析了切削條件對(duì)刀尖和工件表面的影響。并采用微切削有限元仿真對(duì)切削溫度進(jìn)行預(yù)測(cè)，預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，并分析了微切削溫度與比切削能、刀屑接觸狀態(tài)以及微切削切屑形態(tài)的關(guān)系。

簡(jiǎn)介：信息技術(shù)的快速崛起加速了航空管理信息化的發(fā)展進(jìn)程，航空公司的生產(chǎn)、運(yùn)營(yíng)管理是以航班計(jì)劃為基礎(chǔ)。如何實(shí)現(xiàn)科學(xué)化、合理化、智能化的航空排班，以最少的航班計(jì)劃，實(shí)現(xiàn)最大化的航空運(yùn)力，提高航班資源的利用率，競(jìng)而提高航空公司的市場(chǎng)經(jīng)濟(jì)效益。針對(duì)航班計(jì)劃的編排和管理，將直接關(guān)系到航空公司的生產(chǎn)和調(diào)度服務(wù)，在整個(gè)航空管理信息化過(guò)程扮演著重要的角色，也是保證航空安全的基礎(chǔ)。因此，航空排班管理系統(tǒng)作為航空管理信息化的重要組成部分，對(duì)系統(tǒng)的穩(wěn)定性、可靠性、高效性有著較高的要求。雖然，目前國(guó)內(nèi)大部分航空公司實(shí)現(xiàn)了航班管理信息化，但是整體的效率并不高，速度慢，已經(jīng)無(wú)法適應(yīng)國(guó)際市場(chǎng)發(fā)展的需要。管理信息系統(tǒng)MIS作為計(jì)算機(jī)技術(shù)、信息技術(shù)、管理理論相結(jié)合的產(chǎn)物，它可以實(shí)現(xiàn)基于計(jì)算機(jī)技術(shù)的輔助管理，為企業(yè)的生產(chǎn)、服務(wù)、發(fā)展提供運(yùn)行、服務(wù)、管理以及決策層面等功能。通過(guò)信息技術(shù)、運(yùn)籌決策等相關(guān)知識(shí)，可以實(shí)現(xiàn)智能化的航空排班管理，從根本上提高航空公司的生產(chǎn)及經(jīng)營(yíng)管理水平。文中在這一背景下，提出了航空排班問(wèn)題，使用管理信息系統(tǒng)相關(guān)技術(shù)來(lái)研究并設(shè)計(jì)了航空排班管理系統(tǒng)解決方案。本系統(tǒng)采取基于CS系統(tǒng)架構(gòu)模式，通過(guò)VC60系統(tǒng)開(kāi)發(fā)平臺(tái)并依托ACLE數(shù)據(jù)庫(kù)系統(tǒng)來(lái)研究并實(shí)現(xiàn)集航線計(jì)劃管理、機(jī)組排班管理、航班監(jiān)控管理、航班調(diào)整管理、子系統(tǒng)等功能于一體的航空排班管理系統(tǒng)。本系統(tǒng)主要以VC60為系統(tǒng)設(shè)計(jì)平臺(tái)，并采用ACLE數(shù)據(jù)庫(kù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。

簡(jiǎn)介：隨著世界航空事業(yè)的快速發(fā)展，航天發(fā)動(dòng)機(jī)也逐漸更新?lián)Q代。目前超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)所面臨的問(wèn)題就是如何對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)壁面進(jìn)行熱防護(hù)。本文以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的再生式冷卻技術(shù)為背景，基于多孔燒結(jié)管對(duì)于沸騰傳熱的強(qiáng)化作用，研究不同燒結(jié)顆粒粒徑和不同懸濁液液固配比燒結(jié)管在超臨界壓力下對(duì)航空三號(hào)煤油的流動(dòng)傳熱的影響。這對(duì)為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的再生式冷卻方式提供一種新的思路和技術(shù)方案具有重要的意義。本文通過(guò)比較三種不同燒結(jié)粒徑和三種不同液固配比的燒結(jié)管和光管在相同實(shí)驗(yàn)工況下的局部換熱系數(shù)、相同軸向位置處的管內(nèi)壁溫度以及相同質(zhì)量流量下，各自引起的流體壓降的大小，來(lái)研究燒結(jié)管對(duì)超臨界流體的強(qiáng)化傳熱作用以及對(duì)流體流動(dòng)的影響。通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究，我們發(fā)現(xiàn)。（1）在超臨界壓力下，相較于光管，燒結(jié)管對(duì)煤油具有明顯地強(qiáng)化傳熱的作用；燒結(jié)顆粒粒徑對(duì)超臨界航空煤油的換熱影響不是單調(diào)的，對(duì)于懸濁液液固配比為04的燒結(jié)管，燒結(jié)顆粒粒徑為200目的顆粒傳熱效果好于粒徑為150目和250目的顆粒（2）隨著懸濁液液固配比濃度，超臨界航空煤油的傳熱系數(shù)呈現(xiàn)上升趨勢(shì)，內(nèi)壁溫度逐漸下降，對(duì)于燒結(jié)粒徑為250目的燒結(jié)管，懸濁液液固配比為05的燒結(jié)管傳熱效果明顯好于配比為03和04的燒結(jié)管。（3）燒結(jié)管的壓降要大于光管，且隨著粒徑的增大，超臨界航空煤油的壓降單調(diào)上升，但懸濁液液固配比對(duì)于壓降的影響卻不是單調(diào)的，壓降在懸濁液液固配比為04時(shí)最小。對(duì)比實(shí)驗(yàn)壓力，燒結(jié)管的壓降很小，只有103數(shù)量級(jí)，可以忽略。（4）通過(guò)CFD，我們分析了航空煤油的傳熱特性，結(jié)果表明（1）在初始加熱階段，對(duì)流換熱系數(shù)迅速增長(zhǎng)；（2）當(dāng)壁面溫度超過(guò)臨界溫度時(shí)，傳熱出現(xiàn)惡化；（3）當(dāng)溫度繼續(xù)增加，對(duì)流換熱系數(shù)再次繼續(xù)增長(zhǎng)。以此為基礎(chǔ)，我們分析了航空煤油的傳熱系數(shù)是如何被溫度、壓力、熱流密度、質(zhì)量流速等影響的，并得出一系列結(jié)論。

簡(jiǎn)介：隨著全球航空領(lǐng)域信息化建設(shè)的發(fā)展，加強(qiáng)對(duì)空中交通管理相關(guān)信息資源的集成共享和綜合利用成為西南空管局當(dāng)前面臨的一個(gè)重要任務(wù)。本文從這一實(shí)際需求出發(fā)，設(shè)計(jì)了一套民航空管綜合信息服務(wù)系統(tǒng)。首先，本文探討了企業(yè)信息化的發(fā)展階段及民航信息化的發(fā)展現(xiàn)狀，列舉了國(guó)內(nèi)有關(guān)空管信息服務(wù)系統(tǒng)的建設(shè)動(dòng)態(tài)，分析了西南空管局建立空管綜合信息服務(wù)系統(tǒng)的必要性。其次，本文在深入一線工作環(huán)境調(diào)研的基礎(chǔ)上，對(duì)系統(tǒng)需求進(jìn)行了詳細(xì)說(shuō)明，擬定了系統(tǒng)建設(shè)的內(nèi)容，應(yīng)達(dá)到的目標(biāo)，對(duì)相關(guān)業(yè)務(wù)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)源進(jìn)行了分析，提出了系統(tǒng)的功能和性能指標(biāo)。然后，本文詳細(xì)闡述了系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)方案，包括設(shè)計(jì)思想、設(shè)計(jì)原則、系統(tǒng)的體系結(jié)構(gòu)、邏輯結(jié)構(gòu)、網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)、數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)、安全性考慮等，并分析了系統(tǒng)在實(shí)現(xiàn)過(guò)程中的運(yùn)用到的關(guān)鍵技術(shù)，包括軟件工程化技術(shù)、多線程并行技術(shù)、WEBSERVICE技術(shù)、數(shù)據(jù)統(tǒng)一訪問(wèn)技術(shù)等。之后，本文對(duì)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的功能分模塊進(jìn)行了詳細(xì)分析，包括飛行計(jì)劃通報(bào)子系統(tǒng)、飛行執(zhí)行情況通報(bào)子系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集子系統(tǒng)、數(shù)據(jù)預(yù)處理子系統(tǒng)、綜合信息服務(wù)子系統(tǒng)、系統(tǒng)管理子系統(tǒng)等，文章分別描述了每個(gè)子系統(tǒng)的功能和模塊詳細(xì)設(shè)計(jì)內(nèi)容。然后，本文詳述了系統(tǒng)的具體開(kāi)發(fā)和實(shí)現(xiàn)情況，并從業(yè)務(wù)邏輯層和表示層兩個(gè)層面，展示了本系統(tǒng)重要的類(lèi)和方法實(shí)現(xiàn)。最后，本文展望了系統(tǒng)的應(yīng)用前景。本文設(shè)計(jì)的民航空管綜合信息服務(wù)系統(tǒng)應(yīng)用開(kāi)放式及分布式的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和模塊化的設(shè)計(jì)方法，采用業(yè)界成熟的BSS三層架構(gòu)，應(yīng)用服務(wù)器采用WEBSERVICE技術(shù)路線，具有較好的先進(jìn)性和實(shí)用性。系統(tǒng)站在行業(yè)信息集成的高度，高屋建瓴地提出了整合現(xiàn)有分散在各處的流量控制、航班動(dòng)態(tài)、航行情報(bào)、氣象、設(shè)備運(yùn)行、專(zhuān)機(jī)及重要飛行、空軍活動(dòng)等空管信息，向行業(yè)用戶、管理用戶和公眾用戶提供各類(lèi)信息服務(wù)，實(shí)現(xiàn)橫線和縱向的信息共享和互通的方法，對(duì)建立安全開(kāi)放的民航空管信息對(duì)外服務(wù)平臺(tái)，形成面向空管部門(mén)、地區(qū)管理局、航空運(yùn)輸企業(yè)、機(jī)場(chǎng)、空軍的基本應(yīng)用格局，促進(jìn)各環(huán)節(jié)資源的合理調(diào)度，提高各部門(mén)的工作效率，加快空中交通信息的產(chǎn)業(yè)化步伐，具有重要的意義。

簡(jiǎn)介：點(diǎn)擊查看更多民航通用航空計(jì)劃管理系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn).pdf精彩內(nèi)容。

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簡(jiǎn)介：軟件測(cè)試是保障利提高航空嵌入式軟件可靠性的主要手段之一。但航空嵌入式軟件因其應(yīng)用領(lǐng)域的特殊性而具有嵌入性、實(shí)時(shí)性、高可靠性等特點(diǎn)決定著航空嵌入式軟件測(cè)試不能簡(jiǎn)單地沿用傳統(tǒng)的軟件測(cè)試方法。嵌入式軟件一般在宿主機(jī)上開(kāi)發(fā)在目標(biāo)機(jī)上運(yùn)行與目標(biāo)硬件環(huán)境密切相關(guān)。勞動(dòng)此對(duì)嵌入式軟件進(jìn)行測(cè)試通常采用仿真測(cè)試方法。仿真測(cè)試需要仿真測(cè)試環(huán)境的支持。而在航空嵌入式軟件測(cè)試領(lǐng)域缺乏必要的測(cè)試環(huán)境是對(duì)嵌入式軟件進(jìn)行測(cè)試面臨的最大難題。為了解決以上難題實(shí)現(xiàn)嵌入式系統(tǒng)的硬件研發(fā)、軟件開(kāi)發(fā)及測(cè)試的并行性采用全數(shù)字仿真技術(shù)針對(duì)具體需求為測(cè)試開(kāi)發(fā)專(zhuān)用的仿真測(cè)試環(huán)境。基于此本論文選擇對(duì)航空嵌入式軟件全數(shù)字仿真測(cè)試技術(shù)展開(kāi)研究。本文首先研究了軟件測(cè)試?yán)碚?。然后分析了嵌入式軟件及航空嵌入式軟件特點(diǎn)總結(jié)了嵌入式軟件以及航空嵌入式軟件測(cè)試的難點(diǎn)針對(duì)航空嵌入式軟件測(cè)試面臨的最大難題描述了兩種航空嵌入式軟件測(cè)試環(huán)境宿主機(jī)仿真測(cè)試環(huán)境和交聯(lián)設(shè)備仿真測(cè)試環(huán)境。由此分析了航空嵌入式軟件全數(shù)字仿真測(cè)試環(huán)境設(shè)計(jì)原理、體系結(jié)構(gòu)以及關(guān)鍵技術(shù)展開(kāi)研究詳細(xì)論述了硬件接口與模擬、進(jìn)程管理與調(diào)度及測(cè)試腳本語(yǔ)言的實(shí)現(xiàn)原理針對(duì)測(cè)試腳本語(yǔ)言設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)給出了基于PYTHON語(yǔ)言結(jié)合嵌入式軟件測(cè)試的特點(diǎn)對(duì)PYTHON模塊進(jìn)行擴(kuò)展來(lái)實(shí)現(xiàn)滿足測(cè)試需要的腳本測(cè)試語(yǔ)言。最后結(jié)合實(shí)際項(xiàng)目應(yīng)用具體介紹了基于航空全數(shù)字仿真測(cè)試環(huán)境的軟件測(cè)試過(guò)程。

簡(jiǎn)介：航空鋁合金是一種綜合性能較好的輕合金材料，其高強(qiáng)度、耐熱、耐腐蝕等優(yōu)良特性，使得在航空整體結(jié)構(gòu)件中被廣泛使用。在航空制造領(lǐng)域，飛機(jī)主承力件越來(lái)越多的采用整體結(jié)構(gòu)件，鋁合金整體結(jié)構(gòu)件尺寸逐漸增大，結(jié)構(gòu)日趨復(fù)雜，國(guó)內(nèi)某航空公司生產(chǎn)的波音公司飛機(jī)地板梁長(zhǎng)度達(dá)12M，長(zhǎng)寬比高達(dá)201，含有眾多凹槽、孔、筋板、肋等特征。鋁合金材料熱膨脹系數(shù)受溫度影響變化較大，每米熱膨脹量高達(dá)幾十微米，因此鋁合金整體結(jié)構(gòu)件加工存在溫度變形超差問(wèn)題此外去除大部分材料后的整體結(jié)構(gòu)件相對(duì)剛度低，抵抗變形能力弱，使得現(xiàn)場(chǎng)加工中，零件局部讓刀變形現(xiàn)象嚴(yán)重。零件整體溫度變形超差和局部讓刀變形成為制約鋁合金整體結(jié)構(gòu)件高效加工的關(guān)鍵問(wèn)題。本文以鋁合金整體結(jié)構(gòu)件為研究對(duì)象，通過(guò)理論分析與實(shí)驗(yàn)分析相結(jié)合的方法，建立了航空鋁合金7050T7451、2124T851兩種材料的線膨脹系數(shù)數(shù)學(xué)模型，基于CATIACAA二次開(kāi)發(fā)方式在CATIA環(huán)境下開(kāi)發(fā)了整體結(jié)構(gòu)件溫度補(bǔ)償系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了特定溫度下鋁合金整體結(jié)構(gòu)件尺寸預(yù)先補(bǔ)償，獲得了特定溫度下準(zhǔn)確尺寸零件數(shù)字化模型同時(shí)針對(duì)薄壁側(cè)壁讓刀變形問(wèn)題，設(shè)計(jì)了特定工藝參數(shù)下鋁合金薄壁側(cè)壁銑削試驗(yàn)，獲得了底面約束薄壁側(cè)壁變形規(guī)律為實(shí)現(xiàn)零件數(shù)控加工補(bǔ)償，研究了不同階次多項(xiàng)式擬合原理、三次樣條插值原理、B樣條曲線擬合原理等曲線、曲面擬合插值原理，基于幾何對(duì)稱(chēng)的鏡面補(bǔ)償方法，借助數(shù)學(xué)軟件MATLAB開(kāi)發(fā)了主動(dòng)變形補(bǔ)償系統(tǒng)在側(cè)壁銑削試驗(yàn)獲取變形量基礎(chǔ)上，使用開(kāi)發(fā)的主動(dòng)變形補(bǔ)償系統(tǒng)進(jìn)行了數(shù)控加工補(bǔ)償，獲取了補(bǔ)償后代碼，并在相同機(jī)床和工藝參數(shù)下進(jìn)行了補(bǔ)償方法與程序的有效性檢驗(yàn)。

簡(jiǎn)介：中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)博士學(xué)位論又航空煤油表面火焰脈動(dòng)及表面流特性研究作者姓名學(xué)科專(zhuān)業(yè)導(dǎo)師姓名完成時(shí)間郭進(jìn)安全科學(xué)與工程陸守香教授二O一二年四月UNIVERSITYOFSCIENCEANDTECHNOLOGYOFCHINAADISSERTATIONFORDOCTOR，SDEGREESTUDYONPULSATINGFLAMESPREADOVERAVIATIONKEROSENEANDCHARACTERISTICSOFSUBSURFACEFLOWAUTHOR’SNAMEJINGUOSPECIALITYSAFETYSCIENCEANDENGINEERINGSUPERVISORPROF．SHOUXIANGLUFINISHEDTIMEAPRIL2012

簡(jiǎn)介：航空領(lǐng)域是關(guān)系國(guó)防安全和人民生活的重要領(lǐng)域。隨著21世紀(jì)信息化社會(huì)的不斷進(jìn)步，航空領(lǐng)域也面臨著向信息化、智能化的轉(zhuǎn)型。信息化社會(huì)知識(shí)扮演了極其重要的角色，而航空領(lǐng)域若要向信息化、智能化轉(zhuǎn)型就要做好對(duì)其領(lǐng)域知識(shí)的研究工作。航空領(lǐng)域知識(shí)的特點(diǎn)是專(zhuān)業(yè)性強(qiáng)、知識(shí)類(lèi)型多且復(fù)雜。因此，如何針對(duì)航空領(lǐng)域的特色對(duì)其知識(shí)進(jìn)行分析和使用成為目前的一項(xiàng)熱點(diǎn)問(wèn)題。本體是共享的概念模型的形式化的規(guī)范說(shuō)明，它可為領(lǐng)域內(nèi)不同的主體的交流提供語(yǔ)義基礎(chǔ)，尤其是讓計(jì)算機(jī)以人的思維模式去理解知識(shí)。本文在充分研究本體的概念的背景下，采用知識(shí)工程的概念和本體的概念技術(shù)對(duì)航空知識(shí)進(jìn)行管理。本論文完成的主要工作如下針對(duì)航空領(lǐng)域知識(shí)數(shù)量大，專(zhuān)業(yè)性強(qiáng)的特點(diǎn)，本文首先研究了航空領(lǐng)域知識(shí)的構(gòu)成，針對(duì)知識(shí)特點(diǎn)，運(yùn)用本體四大要素的特點(diǎn)，進(jìn)行知識(shí)描述，建立起航空領(lǐng)域本體模型。在航空領(lǐng)域本體模型構(gòu)建過(guò)程中，研究并設(shè)計(jì)了本體構(gòu)建的輔助方法。包括，第一，基于文檔的知識(shí)提取方法，設(shè)計(jì)了文檔分析工具，此方法提高了本體構(gòu)建過(guò)程中對(duì)知識(shí)提取及分類(lèi)的效率。實(shí)現(xiàn)了本體的半自動(dòng)化構(gòu)建。第二，為保證本體的可擴(kuò)展性，設(shè)計(jì)基于CS的知識(shí)庫(kù)維護(hù)工具，主要方便領(lǐng)域?qū)＜沂褂?。用戶可以在沒(méi)有OWL語(yǔ)言基礎(chǔ)的情況下完善本體。最后，通過(guò)本體查詢和推理對(duì)知識(shí)庫(kù)的應(yīng)用進(jìn)行了簡(jiǎn)單研究。對(duì)已建立的航空領(lǐng)域本體進(jìn)行知識(shí)查詢，檢測(cè)我們已構(gòu)建的本體信息以及挖掘隱含知識(shí)。

簡(jiǎn)介：變頻交流電源系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠、效率高、發(fā)電機(jī)容量易于做大等優(yōu)點(diǎn)，在大型民用飛機(jī)中具有廣闊的應(yīng)用前景。相比于傳統(tǒng)的無(wú)源整流方案，三相PWM整流器對(duì)電網(wǎng)諧波污染小、可實(shí)現(xiàn)單位功率因數(shù)，將其用于航空?qǐng)龊鲜俏磥?lái)的發(fā)展趨勢(shì)；但是全控器件的采用致使系統(tǒng)可靠性降低，制約其在航空領(lǐng)域的應(yīng)用。因此，研究航空PWM整流器及其故障診斷與容錯(cuò)控制策略具有重要意義。本文首先介紹了航空PWM整流器的研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)；闡述了三相橋式PWM整流器的數(shù)學(xué)模型、DQ旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的雙閉環(huán)PI調(diào)節(jié)控制策略以及空間矢量脈寬調(diào)制方法，并對(duì)控制環(huán)路進(jìn)行參數(shù)設(shè)計(jì)。研究了功率器件故障對(duì)三相橋式PWM整流器工作特性的影響，并根據(jù)故障特征對(duì)故障模式進(jìn)行分類(lèi)。通過(guò)詳細(xì)分析開(kāi)關(guān)管開(kāi)路故障時(shí)網(wǎng)側(cè)電流的畸變情況，提出一種基于網(wǎng)側(cè)電流相角的開(kāi)關(guān)管開(kāi)路故障診斷方法，并給出具體的實(shí)現(xiàn)和診斷參數(shù)選取方法。該方法能夠?qū)崿F(xiàn)多管開(kāi)路故障診斷，并具有軟件算法簡(jiǎn)單、無(wú)需增加硬件電路、對(duì)瞬變狀態(tài)魯棒性高等優(yōu)點(diǎn)。對(duì)現(xiàn)有的故障容錯(cuò)方案進(jìn)行了可行性分析，總結(jié)出四種適用于三相橋式PWM整流器的故障容錯(cuò)拓?fù)洹Ｍㄟ^(guò)分析開(kāi)關(guān)管開(kāi)路故障對(duì)空間電壓矢量的影響，研究了一種基于PWM開(kāi)關(guān)模式修正的軟件容錯(cuò)算法，可有效降低網(wǎng)側(cè)電流畸變程度和直流側(cè)電壓脈動(dòng)。最后，從可容錯(cuò)故障類(lèi)型、成本、容錯(cuò)后系統(tǒng)性能等角度對(duì)可行的故障容錯(cuò)方案進(jìn)行了綜合評(píng)估。在理論分析的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)并搭建了一臺(tái)5KW全數(shù)字控制的三相橋式PWM整流器原理樣機(jī)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，系統(tǒng)在航空變頻電網(wǎng)輸入下工作性能滿足要求，所提出的故障診斷與容錯(cuò)控制方案有效。

簡(jiǎn)介：針對(duì)傳統(tǒng)航空用有刷直流發(fā)電機(jī)在高空中由于空氣稀薄氣體介電常數(shù)下降而使電流換向困難、電弧難以消除以及電刷磨損導(dǎo)致設(shè)備可靠性降低等問(wèn)題本文采用了高速永磁同步發(fā)電機(jī)附加一ACDC功率變換器的方案加以解決。由于永磁同步發(fā)電機(jī)無(wú)電刷、換向器、集電環(huán)及勵(lì)磁繞組也就無(wú)換向電弧等問(wèn)題提高了系統(tǒng)的可靠性。同時(shí)永磁同步發(fā)電機(jī)體積小、機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕其轉(zhuǎn)軸可以直接由原動(dòng)機(jī)帶動(dòng)取消了中間的變速環(huán)節(jié)提高了效率并降低了發(fā)電系統(tǒng)的重量。本文主要對(duì)高速永磁發(fā)電機(jī)的電磁設(shè)計(jì)、雙繞組嵌線方式、短路分析計(jì)算、主要損耗計(jì)算、正常與短路溫升計(jì)算及功率變換器實(shí)現(xiàn)等方面來(lái)展開(kāi)研究。本研究在分析航空用電機(jī)給定指標(biāo)和要求的基礎(chǔ)上，對(duì)電機(jī)材料、轉(zhuǎn)子磁路方式、極槽數(shù)配合及嵌線方式進(jìn)行了對(duì)比與選擇同時(shí)對(duì)不同繞組之間的自感及互感參數(shù)進(jìn)行了計(jì)算。在具有初步參數(shù)的基礎(chǔ)上對(duì)電機(jī)空載及負(fù)載特性進(jìn)行了分析并對(duì)主要參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化以期達(dá)到較為理想的特性。由于該發(fā)電機(jī)有短路性能要求對(duì)永磁同步發(fā)電機(jī)短路暫態(tài)過(guò)程進(jìn)行了分析并進(jìn)行有限元計(jì)算。其次根據(jù)不同工況及轉(zhuǎn)速下的電磁計(jì)算結(jié)果以及相對(duì)應(yīng)的解析公式得出電機(jī)包括電樞銅耗、定子鐵心損耗、轉(zhuǎn)子渦流損耗和轉(zhuǎn)子風(fēng)摩在內(nèi)的損耗值。并在此基礎(chǔ)上建立永磁同步發(fā)電機(jī)對(duì)稱(chēng)三維瞬態(tài)熱計(jì)算模型根據(jù)傳熱學(xué)的知識(shí)定義了邊界條件和對(duì)流散熱、熱傳導(dǎo)系數(shù)等對(duì)正常工作及短路狀態(tài)的溫升情況進(jìn)行了計(jì)算。最后建立了ACDC雙通道功率變換器的拓?fù)溥M(jìn)行了仿真對(duì)不控橋式整流產(chǎn)的諧波電流進(jìn)行了濾波處理并對(duì)發(fā)電機(jī)低速狀態(tài)時(shí)功率變換器的工作情況進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)。

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簡(jiǎn)介：中圖分類(lèi)號(hào)D9121論文編號(hào)102871013S009學(xué)科分類(lèi)號(hào)030103碩士學(xué)位論文民用航空行政處罰自由裁量權(quán)行使研究研究生姓名黃炳蓉學(xué)科、專(zhuān)業(yè)憲法學(xué)與行政法學(xué)研究方向航空行政法指導(dǎo)教師李乾貴教授南京航空航天大學(xué)研究生院人文與社會(huì)科學(xué)學(xué)院二〇一三年三月承諾書(shū)本人聲明所呈交的碩士學(xué)位論文是本人在導(dǎo)師指導(dǎo)下進(jìn)行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特別加以標(biāo)注和致謝的地方外，論文中不包含其他人已經(jīng)發(fā)表或撰寫(xiě)過(guò)的研究成果，也不包含為獲得南京航空航天大學(xué)或其他教育機(jī)構(gòu)的學(xué)位或證書(shū)而使用過(guò)的材料。本人授權(quán)南京航空航天大學(xué)可以將學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存、匯編學(xué)位論文。（保密的學(xué)位論文在解密后適用本承諾書(shū)）作者簽名日期