降落伞系统可靠性综合评估

研究了降落伞系统的可靠性综合评估方法;给出了基于应力强度模型,利用强度试验数据,运用信仰统计推断法计算降落伞组件可靠度置信下限的方法,并对该方法与渐近正态法、分位数修正法进行了对比分析。分析表明,就精确度而言,基于信仰统计推断法给出的评估结果较好。     

以置信下限覆盖率为优化目标的加速寿命试验优化设计方法

航天产品长寿命高可靠的特点促使了加速寿命试验在航天领域的广泛应用。加速寿命试验优化设计可以有效地提高试验效率,对于价格昂贵的航天产品而言具有重要意义。考虑到航天产品可靠性评估主要关注可靠度置信下限,本文以置信下限覆盖率作为优化目标,提出了一种新的加速寿命试验优化设计方法。该方法可以结合实际约束条件,工程适用性较强。     

由威布尔分布零失效样本求任务可靠性Fiducial-Bayes置信下限

由威布尔分布零失效样本求任务可靠性置信下限，是可靠性评估的重要问题。一本文对威布尔分布形状参数在某区间取值时，采用Fiducial和Bayes方法，给出了求任务可靠性的Fiducial-Bayes置信下限的公式。     

卫星电子系统可靠性评估(Bayes方法)

用(α,β)作为元器件失效率的验前信息,由贝叶斯(Bayes)定理和矩法拟合逐级推断出几种常见结构形式下的指数寿命型系统可靠性置信下限近似解。这里的参数α,β宜由专家磋商法间接确定,从而避免了零次失效这一敏感问题的发生。本方法既可用于系统可靠性预计,也可用于可靠性评估,它曾在地球同步卫星和返回式卫星的可靠性评估中得到应用。实践表明它是一种可行的卫星电子系统可靠性评估方法。     

成败型元件串联系统可靠性的Bootstrap置信下限某些问题的讨论

Bootstrap方法是目前较为流行的统计方法之一。本文讨论成败型元件及成败型元件串联系统可靠性的Bootstrap置信下限的某些性质。本文讨论当元件试验数改变或成功数改变时,可靠性的Bootstrap置信下限的变化趋势,从而讨论此方法是否具有合理性。由本文讨论指出:对单个成败型元件,当试验数不变,成功数增大时,元件可靠性的Bootstrap置信下限有增大的趋势,对成败型元件串联系统,也有同样的结果,即Bootstrap置信下限在这方面具有直观合理性,但对单个成败型元件,当试验数增加K次,成功数也增加K次(即失败数不变)时,元件可靠性的Bootstrap置信下限有时反而会有下降的趋势,显然这是不合理的。而对试验数增加,成功数不变时,本文给出了可靠性置信下限变化趋势的关系式,并举例说明当试验数增加,成功数不变时,元件可靠性的Bootstrap置信下限有时会出现增大的趋势,这也是不合理的。     

结构系统可靠性评估

总结有关防空导弹各类结构失效模式。讨论结构可靠度评估与结构可靠度置信下限的各种计算方法。建议国内防空导弹结构系统设计时采用的可靠性指标。     

某无线电定高装置可靠性评估

根据某无线电定高装置的可靠性模型、寿命模型和试验信息，利用概率统计方法估算可靠度置信下限，以检验某无线电定高装置的可靠性是否达到规定要求，并以此验证可靠性设计的合理性。评估结果表明，该装置的可靠性指标满足有关要求。     

威布尔分布的参数估计和可靠性置信下限近似解

该文对威布尔分布的完全样本数据用极大似然法和配矩法估计其形状参数和特征寿命。当样本量较大时,估计得形状参数和特征寿命可近似看成已知量,进而给出威布尔分布的可靠性置信下限近似解。该文可用于指导航天器非电子设备或活动部件的试验设计。     

威布尔型产品的可靠性评估方法研究

在简要介绍极大拟然和小概率原理的基础上，针对威布尔型产品特征寿命的求取方法在各种文献中没有介绍、经典的双威布尔型串并联系统的可靠性评估方法既繁琐又不精确等情况，详细论述了如何运用威布尔型单机产品的可靠性试验样本求取其特征寿命，如何运用等效折合的方法求取威布尔型串并联系统的可靠性置信下限，最后对某威布尔型发动机系统的可靠性进行了评估,取得了较理想的结果。     

单元有效度Bayes、Fiducial和Frequency限的讨论

本文讨论了Gamma失效分布/Gamma维修分布下单元有效度置信下限,综合论述了Bayes,Fiducial和Frequency三种方法的优劣,该文结论适用于一般电子部件(整机)的有效度评定。     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

电缆屏蔽金属网屏蔽效能的工程计算

金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.