基于顾客价值的物流成本ABC计量模型

客户间存在明显差异,不同客户给企业带来的利润不同。传统的成本核算方法以产品为导向,不能识别这种差异,不适用于挖掘客户价值。物流成本在企业成本中占有很大比例,要分析客户成本,必须准确计量物流成本。基于顾客价值的物流成本ABC计量模型以客户为导向,可以准确计量出企业客户物流成本,有助于企业更好地进行客户关系管理,抓住最有价值的客户。     

基于模糊神经网络的升温超塑性成形工艺参数优化

为了解决恒温超塑性成形工艺效率低的问题，本文提出了一种升温超塑性成形的新工艺方法，并用模糊神经网络对升温超塑性胀形成形的工艺参数进行优化，得出了优化后的TC4钛合金升温超塑性胀形成形工艺的加载曲线，利用优化后的成形工艺参数进行了某航空器用TC4钛合金薄板盒形件的升温超塑性胀形成形试验。试验结果表明：与恒温超塑性成形相比，此工艺可以显著地缩短成形时间，在本文试验条件下每个零件可以缩短成形时间10min，并可改善材料的成形性，获得厚度分布均匀（厚度分布不均匀率〈8％）的成形零件。基于模糊神经网络方法进行成形工艺参数优化的升温超塑性成形方法可在实际生产中应用。     

激光冲击成形TA2钛合金板的变形与残余应力

利用脉冲能量为10~50 J、脉宽为22 ns的高功率N d∶G lass激光器,对TA 2钛合金板进行单次激光冲击成形实验研究,探讨了工件支撑座内径、90°顶角凸模的顶部圆弧半径等条件对钛合金板成形的影响。研究表明,当板材底部无约束支撑时,板材的最大变形量随支撑座口径的增大而减小,且板材凹凸面的表面残余应力都是压应力;当采用凸模冲击成形时,板材的最大变形量随凸模圆弧半径的增大而减小,但表面残余应力变化趋势不明确,有时为压应力,有时为拉应力。     

拉伸装夹对航空框类零件加工变形影响的有限元分析

拉伸装夹可以改变已加工零件表面的残余应力分布状态,使其向残余压应力的方向转化,这对于提高航空零件的疲劳性能非常有益。但是,对于航空薄壁件来说,由于其结构刚性差,装夹方式不当易引起较大的加工变形,从而影响到其加工精度。本文采用有限元分析方法,模拟分析了拉伸装夹方案对薄壁件加工变形的影响。在保证已加工表面产生所需残余压应力的前提下,从控制薄壁件加工变形的角度出发,对拉伸装夹方案进行了优化。结果表明,采用拉伸装夹对于框类零件加工同样适用,为减小加工变形,拉具和拉撑间距应尽量大,拉伸力尽可能小,拉伸位置尽量放在刚性较强的面上。     

ADS-B在机场场面监视中的应用研究

本文对现有机场场面监视技术做了分析比较,给出了基于ADS-B技术的场面监视系统框架,对ADS-B的报文传输协议做了解析。研究和分析结果可以为ADS-B在场面监视中的应用提供参考。     

Runge-Kutta Multi-resolution Time-Domain Method for Modeling 3D Dielectric Curved Objects

A conformal Runge-Kutta multi-resolution time-domain(C-RKMRTD)method is present and applied to model and analyze curved objects.Compared with the non-conformal method,the proposed method is more accurate.The scattering analyses of the cylinder and ellipsoid are presented to validate the proposed method.The numerical results demonstrate that the proposed scheme perform better than the MRTD method and other higher order methods with a higher accuracy.     

压敏漆测量三角翼模型气动载荷的超声速风洞实验

采用压敏漆在超声速风洞中测量三角翼模型气动载荷,得到了应用压敏漆测压与天平测力相结合获取的三角翼模型气动载荷对比实验结果.简述了压敏漆原理、标定、试验设置和数字图像数据处理方法.由于尺寸限制,模型没有开设测压孔.对三角翼模型进行了数值计算,对试验和计算得到的结果进行了比较分析.     

基于加权式多模型结构的歼击机自适应重构控制

针对复杂的歼击机飞控系统,提出一种基于多模型结构的鲁棒自适应控制方法,使得系统可以在不同的运行环境下跟踪给定的信号,并且对飞机操纵面故障具有重构作用.首先,由多个线性模型和一个模糊模型构成多模型控制结构,采用模糊方法设计多模型自适应控制器中的权值系数,再引入动态结构自适应神经网络以保证系统的稳定性,故避免了模型切换引起的噪声.最后,对歼击机进行正常和故障状态下的控制仿真,结果验证了所提控制方法的有效性.     

飞机大部件对接自动化制孔单向压紧力分析

飞机装配制孔过程中施加一定的压紧力可以有效控制贴合面间隙,而飞机大部件对接自动化制孔,只能采用单向压紧的方法。本文首先分析了单向压紧力对毛刺的影响,并讨论了压紧力分析的3种分析方法,然后以某飞机中机身和中后机身对接处的典型位置为实例,应用有限元方法分析了贴合面间隙随压紧力变化情况,最后给出合理的压紧力推荐值。     

飞机总装自动化制孔预装配紧固件安装位置优化

首先针对某型号飞机机身段对接处典型位置建立了有限元分析模型,分析了不同单向压紧力下各钻孔部位每层贴合面间隙的变化。然后研究在同一单向压紧力作用下,3种不同预装配紧固件安装位置情况对各钻孔部位贴合面间隙的影响,得到了最优的预装配紧固件安装位置。