试飞阶段可靠性评估方法及试验方案设计

提出将基于2参数威布尔分布的小子样零故障寿命试验方法用于航空发动机等高可靠性航空武器装备设计定型试飞阶段平均故障间隔时间评估以及可靠性专项试飞/地面试验设计,通过计算给出可靠性评估及试验设计系数用表;同时采用Matlab对航空发动机历史试验数据进行拟合,得到对应的形状参数;在此基础上,以某航空发动机为例对该方法工程应用的适用性和有效性进行验证。结果表明:该方法具有较强的工程应用性,可用于解决试飞阶段航空发动机等高可靠性产品可靠性评估及试验设计问题。     

航空发动机转速传感器振动试验载荷确定及应用

航空发动机成品振动试验多数参考振动环境试验相关标准执行,没有真正意义上结合成品的振动特性与发动机实测振动环境确定振动试验载荷,导致成品内场试验潜在问题没有暴露出来,外场交付使用问题频发,严重影响发动机可靠性水平.以某型发动机转速传感器为研究对象,详细地阐述了转速传感器振动环境载荷确定的工作流程和方法,提出了基于疲劳次数的正弦振动试验方法并完成了产品的试验验证,发现了壳体裂纹、输出断路等故障,将改进后的产品进行回归验证,故障未再发生.基于实测数据制定的正弦振动试验方法,对转速传感器的结构完整性进行了验证,可为确定传感器类成品试验载荷和验证产品的可靠性水平提供新的方法.     

30kW级航空电驱动涵道风扇设计与试验

为适应未来航空电气化的发展需求,研究了30kW级航空电驱动涵道风扇设计方法。涵道风扇性能设计基于航空发动机压缩部件设计流程。以推进系统总体性能为设计目标,完成了转子、流道以及短舱的气动外形设计。对各组成部件建立性能分析模型,评估全工况范围特性。涵道风扇结构设计采用风扇-电机一体化设计思想,简化连接方式的同时减少零件数。采用航空发动机结构强度分析方法,对涵道风扇各部件的应力、振动等特性进行评估分析。完成了30kW涵道风扇试制并开展地面和飞行试验研究。按照航空发动机整机试验方法,在整机试验台架完成涵道风扇地面性能试验。通过对比分析,试验结果与设计值误差在5%以内,验证了设计方法的有效性与正确性。涵道风扇配装轻型通航飞机完成了飞行试验,全系统工作正常,进一步验证了实际使用环境下涵道风扇的工作可靠性。     

飞机航空电子系统地面验证环境中的试验管理平台设计

航电系统的综合测试、验证和评估是与系统设计同等重要的系统研制工作。在地面对系统的功能和性能进行充分验证,可以大大缩短飞机试飞周期、减少试飞经费、加快飞机研制进度。为了完成在地面的验证／试验工作,就必须建立仿真／测试环境。在构建综合航电系统仿真／验证支持环境中,针对试验室的环境和配置复杂、试验内容和项目多的特点,设计技术先进、功能完善的试验管理平台,可以保障试验高效运行、使试验发挥充分技术水平。试验管理平台作为综合航电系统仿真／验证支持环境的重要组成部分,为验证综合航空电子系统设计的合理性、正确性起重要作用。本文介绍了飞机航空电子系统地面验证环境中试验管理平台的设计方法。     

机载电子产品可靠性定量加速增长试验技术

传统的可靠性试验在环境与时间上存在不足,已很难满足现代飞机可靠性试验工作的要求.基于故障物理学,通过研究航空电子类机载设备在综合环境应力条件下的故障原因及其分布规律,结合传统可靠性加速试验和增长试验的特点,提出一种可靠性试验的新方法,详细介绍具体的试验方法、试验流程、试验应力、故障处理要求和评估方法等关键技术,并将其应用在受试产品的典型案例中.结果表明:当产品试验时间达到952.4 h时,故障数为0,可以认为该产品以70％的置信度确定产品的平均故障间隔时间已达到25 000 h;本文提出的可靠性试验方法能够有效解决基于环境模拟的传统可靠性试验方法和评估技术不能在短的研制周期内评估高可靠性指标要求的机载设备的工程难题,可以实现加速因子的多样、可控,有效地缩短试验时间,节约试验经费.     

航空发动机附件试验研究

针对航空发动机附件外场使用可靠性不高现象,分析附件研制过程中存在的问题和原因。通过对航空发动机通用规范及型号规范中附件试验要求的梳理和分析,重点讨论模拟工作试验、规范没有明确规定的单项试验和新增的可靠性维修性试验要求,提出新研发动机附件试验的一般要求,并结合某型发动机附件结构、功能及发动机型号特点,给出发动机附件研制试验计划。对新研航空发动机附件可靠性工作的开展、鉴定试验项目规划和方案的确定具有指导和借鉴意义。     

基于飞行测试信息修正的可靠性增长试验研究

针对航天产品研制初期的可靠性增长试验条件与实际飞行环境存在差异的情况,提出了基于飞行测试信息对试验条件的修正方法,并进一步对可靠性增长试验方法进行研究,确立了可靠性增长试验的综合环境任务剖面.最后,以载人运载火箭为背景对研究内容进行了工程实践,结果表明了可靠性增长试验再设计、再验证的有效性.     

关于航空产品研制生产试验验证问题的探讨

分析了航空产品研制生产试验验证的现状和存在的主要问题,强调了航空产品研制生产试验验证的地位和作用,提出了强化以军方为主导的航空产品研制生产试验验证的建议。     

航空发动机H∞/LTR控制试验验证

 用半物理模拟试验验证了多变量鲁棒控制在航空发动机中的应用,给出了航空发动机中H_∞/LTR控制模块的设计过程及注意事项。从半物理模拟试验结果可见:与LQG/LTR控制器不同,H_∞/LTR控制器能在半物理模拟试验环境下稳定控制航空发动机;H_∞/LTR控制器具有优良的噪声抑制功能;基于包线内一点设计的H_∞/LTR控制器可适用于包线内其他区域的加力与非加力状态下的爬升、加速等仿真试验,验证了H_∞/LTR方法的鲁棒性。推进了多变量鲁棒控制设计方法在航空发动机中的实际应用。     

产品微小设计更改的可靠性鉴定试验方案研究

针对可靠性鉴定试验中航空电子产品进行微小设计更改之后续试验方案确定这一问题,对比继续进行试验和重新开始试验两种情况下的可靠性水平评估结果,提出了一种合理安排后续可靠性试验的新思路,为经过微小设计更改后的航空电子产品可靠性鉴定试验方案的调整提供了依据.     

关于潜入式SRM冷流模拟试验中相似与模拟问题的探讨

评述了目前ＳＲＭ冷流模拟试验技术的发展，并从相似与模化的基本理论出发，探讨了ＳＲＭ喷管潜入段稳态不可压有加质的湍流流场相似准则，并根据该实验的具体特点，提出了以ＣＴ作为选定量来求解其它相似常数的设想。分析表明，用以高压气源作为冷流模拟气源一般只能近似模拟ＳＲＭ喷管潜入段内流场的流动工况，近似模化必须尽量满足Ｒｅ准则。     

污染空气对超音速燃烧地面试验结果的影响

文中阐述了超燃冲压模型燃烧室地面试验时,进口空气污染的影响。从超燃燃烧室内的自动着火,燃烧过程机理来分析污染物(H_2O)的作用。用电弧加热进口气流及向气流喷水模拟氢加热器加热。结果表明:如果使用氢加热器直接加热空气,进口空气中含有污染物,它对超音速燃烧室地面试验的影响,将取决于进口气流状态,喷射方式、污染物含量和氢当量比等,是模拟试验中必须予以考虑的问题。     

液体火箭发动机地面试验状态监控系统研究

基于火箭发动机的地面试验，研制了一种状态监控系统，给出了系统的基本结构、自适应相关安全限（ACSB）故障检测算法、软硬件系统的实现方案等，并通过大量试验子样对检测算法和关机逻辑进行了验证。结果表明，ACSB检测算法明显优于红线关机。     

结构疲劳试验中的控制软件

本文介绍了全机结构疲劳试验中的加载过程及数据采集过程的数学描述;并对加载控制软件中加载载荷谱设置及协调控制方法作了论述。     

含多裂纹薄壁加筋结构剩余强度试验与统计分析

采用“断裂丝法”与“应力强度因子片法”测得某机翼下壁板的加筋结构的应力强度因子与剩余强度。依据１２块试件的试验结果进行统计处理,获得概率剩余强度曲线。试验值与理论计算值吻合很好。     

微动疲劳损伤试验设计研究

研制了微动桥式试验装置及试验方法。高低周复合加载由改装过的PW3-10型疲劳试验机来实现。使用应变片弓形元件测量微位移幅值。用弹性环实现微动桥和板状试件上法向接触压力的加载,利用本文中的方法及装置,已成功地完成了钛合金TC-11对高温合金GX8的微动疲劳损伤试验。     

动力调谐陀螺最佳多位置试验的选择

多位置试验是标定陀螺静态误差模型的常用方法。本文从最优化试验和试验误差角度出发,讨论了多位置试验的设计准则,并提30位置试验和16位置试验作为动力调谐陀螺的最佳试验方案。试验结果表明:文中提出的试验方案的设计准则是可行的,最佳试验方案是可取的。     

连续分布百分位值和百分率的区间估计和假设检验

提出了一种对连续分布百分位值和百分率(或可靠度)进行区间估计和假设检验的理论与方法。并对Weibull分布、对数正态分布、极值分布等常用的两参数分布和三参数分布进行了详细讨论。该方法不仅适用于完全数据,而且还适用于不完全数据和无失效数据。     

液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述

在大量文献研究的基础上,概括介绍了目前液体火箭发动机方面的典型实验室和典型实验及几种用于液体火箭发动机喷雾、燃烧和流动测量的先进仪器。为开展新一代液体火箭发动机的实验研究和设计提供参考。     

在落震试验中起转和回弹载荷的模拟情况对试验结果的影响

起转和回弹载荷的模拟是影响起落架落震试验结果的重要因素。通过在立柱式落震试验台上进行不同模拟跑道的起落架带转落震试验,得到了某些典型起转和回弹载荷模拟情况下的落震试验结果。通过对这些落震试验结果进行分析和讨论,得出了在立柱式落震试验台上进行落震试验时合理的起转和回弹载荷的模拟方式。研究结果表明 :在立柱式落震试验台上进行起落架落震试验时,使用合理的起转和回弹载荷的模拟方式,可以将机轮与模拟跑道之间定点摩擦对试验结果的影响减到最小。