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具有高抖动容限的 56 Gb/s 8 mW PAM4 CDR/DMUX
I. 引言 高速有线收发器已经采用了四级脉冲幅度调制 (PAM4) 通信，以实现更高的带宽 (BW) 效率 [1]–[4]。尽管 PAM4 信令比不归零 (NRZ) 数据具有更长的符号周期，但它仍然带来了许多电路设计挑战，尤其是在接收器 (RX) 中。因此，典型的 RX 选择前端模数转换器 (ADC) 和大量数字域中的信号处理 [1]–[4]。如第 II 部分所述，这种基于 ADC 的解决方案面临着自身的问题。另一种可能性是“模拟”PAM4 RX，其中三个主要功能，即线性均衡、时钟和数据恢复 (CDR) 以及判决反馈均衡器 (DFE)，都在模拟域中实现。受此方法可能降低功耗和复杂性的启发，本文讨论了 CDR 电路。在这种情况下，连续时间线性均衡器 (CTLE) 和 DFE 可补偿通道缺陷，为 CDR 提供适度开放的视野。我们建议
承受循环载荷的增材制造金属部件的损伤容限设计：最新技术与挑战
我们发现，许多经典概念需要扩展，以适应 AM（特别是激光粉末床熔合）中存在的特定微观结构（晶粒尺寸和形状、晶体结构）和缺陷分布（空间排列、尺寸、形状、数量）。例如，缺陷的 3D 表征变得至关重要，因为 AM 中的缺陷形状多种多样，对疲劳寿命的影响方式与传统生产的部件不同。这些新概念对确定 AM 部件疲劳寿命的方式有直接影响；例如，由于仍然缺少缺陷分类和可容忍形状和尺寸的量化，因此必须定义一种新策略，即理论计算（例如 FEM）允许确定最大可容忍缺陷尺寸，并且需要无损检测 (NDT) 技术来检测此类缺陷是否确实存在于组件中。这些示例表明，AM 部件的组件设计、损坏和故障标准以及特性（和/或 NDT）如何完全相互关联。我们得出结论，这些领域的同质化代表了工程师和材料科学家当前面临的挑战。
疲劳和损伤容限分析...
为了确保结构完整性，原始设备制造商 (OEM) 必须在设计、制造和使用阶段进行疲劳和损伤容限 (F&DT) 研究。这些研究需要广泛的评估、使用认可的方法进行分析和严格的报告，这需要大量的资源、时间和精力。因此，OEM 越来越多地将 F&DT 分析外包给经验丰富的供应商，以减轻内部资源的压力并优化其在核心业务流程中的利用率。
损伤容限航空航天结构失效概率估计
3.1.1 单次飞行失败概率 ............22 3.1.2 裂纹检测概率 ..............24 3.1.3 等效初始缺陷尺寸 ..............25 3.1.4 每次飞行的最大施加应力 ...........28 3.1.5 检测概率曲线 .............30 3.2 PROF 软件 .。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。.31 3.2.1 PROF 软件方法 .............31 3.2.2 PROF 示例问题 ................34 3.3 显式蒙特卡洛方法 ................40 3.3.1 分析例程 .................。。。。。。。40 3.3.2 蒙特卡罗程序的 SFPOF 和 PCD 估计 43 3.3.3 重要性抽样修改 ......44 3.3.4 CP4、CP6、CP7 和 CP7ext 的蒙特卡罗结果 ..45
损伤容限航空航天结构失效概率估计
3.1.1 单次飞行失败概率 ............22 3.1.2 裂纹检测概率 ..............24 3.1.3 等效初始缺陷尺寸 ..............25 3.1.4 每次飞行的最大施加应力 ...........28 3.1.5 检测概率曲线 .............30 3.2 PROF 软件 .。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。.31 3.2.1 PROF 软件方法 .............31 3.2.2 PROF 示例问题 ................34 3.3 显式蒙特卡洛方法 ................40 3.3.1 分析例程 .................。。。。。。。40 3.3.2 蒙特卡罗程序的 SFPOF 和 PCD 估计 43 3.3.3 重要性抽样修改 ......44 3.3.4 CP4、CP6、CP7 和 CP7ext 的蒙特卡罗结果 ..45
FRP 冲击后疲劳缓慢增长损伤容限...
在役飞机经常会遭受损坏（Sauer，2009）。这意味着飞机结构不仅要设计为在未损坏时具有足够的强度，还要在损坏时具有足够的剩余强度。复合结构面临的额外挑战是强度下降往往是由结构外部无法目视检测到的损坏（例如分层）引起的。这意味着需要定期检查以检测损坏，这就提出了一个问题：在损坏产生和检查发现损坏之间的这段时间内会发生什么。粗略地说，我们可以说有两种可能性：要么损坏由于疲劳载荷而增加，要么不增加。根据已发布的监管指导材料（美国联邦航空管理局，2010；欧洲航空安全局，2010），这两种情况原则上都是可以接受的。在以下条件下，可以允许损坏缓慢增长
