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分析了目前航空产品仅按GJB 899-1990中规定的统计试验方案设计可靠性鉴定试验会遇到的问题和当前可靠性鉴定试验中存在的问题,介绍了国外在进行可靠性评价时采取的方式,提出了我国航空产品进行可靠性综合评价的基本思路,分析了开展可靠性综合评价的可行性以及预期效益. 相似文献
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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. 相似文献
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《航空标准化与质量》2004,(4)
▲“军工产品定型电子文档管理系统”培训班于2004年6月在301所举办。这是由总装综合计划部和航空军工产品定型委员会办公室联合组织的,航定办下属有关研制单位有关人员和军代表参加的该管理系统的使用培训。(三O一研究所邢雷)▲2004年6月4日,空军装备部和中航二集团机载部在哈尔滨联合组织召开了某型号发电机系统设计鉴定评审会。来自中航二集团的领导,301所、兵器标准化所有关人员及军代表等34位专家参加了会议,并一致同意通过设计鉴定评审。(通讯员纪远中)▲国防科技成果鉴定管理办法于2004年7月1日起正式生效。凡是7月1日后申请鉴定的… 相似文献
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可靠性强化试验技术及在航空工程中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了可靠性强化试验技术的发展过程和研究状况,阐述了应力极限分类,步进应力试验等可靠性强化试验的技术特点,并提出了可靠性强化试验应用于航空产品的研制过程 相似文献
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恽通世 《航空标准化与质量》2004,(6)
进行鉴定或定型检验一般应规定受检样品数、检验项目、检验顺序和合格判据。当鉴定或定型检验产品不具备批生产抽样条件时,可根据需要规定受检样品数。鉴定或定型检验的项目因产品特点而定,但注意不要将研制试验项目纳入鉴定检验。现将笔者遇到的情况归纳如下:a)在试验室里完成的检验项目这是一些常见的产品鉴定检验项目,一般包括外观、功能、性能接口、可靠性、环境适应性、电磁兼容性等检验项目。b)在试验室外完成的检验项目这是一些必须在试验室外进行的检验项目,如飞机控制系统的飞行试验、遥控遥测系统的场地试验等。c)具有预备性… 相似文献
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<正>目前,我国航空产品设计人员把环境试验和可靠性验证试验混为一谈,造成试验设计的错误。本文试图较全面地阐述航空产品的环境振动试验与可靠性验证试验之间的关系,着重分析两种试验在试验目的、应用场合、试验量值、试验时间与失效判据等方面的区别,以期澄清容易引起混淆的一些概念。 相似文献
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飞机发电机控制器是飞机电源系统的重要组成部分,文中设计了以TMS320LF2407A DSP芯片为核心处理器的航空交流发电机数字控制器的检测电路,可以实现交流采样、同步信号检测等功能,该电路有助于简化发电机控制器的硬件结构,提高发电机数字控制器的抗干扰能力和可靠性。 相似文献
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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。 相似文献
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《航空标准化与质量》2018,(6)
针对目前航天与航空产品高度融合的武器装备发展趋势,对比分析了航空产品、航天产品在鉴定试验开展中存在的区别与差异,提出航天产品应用于航空装备开展鉴定试验的几点想法,为开展此类产品的鉴定试验工作提供借鉴与参考。 相似文献
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2008年5月27日,航空科学基金2007年度完成项目(北京地区)验收会议在北京航空航天大学召开。中国一航科技部副部长吴世平、北京航空航天大学副校长孟祥泰及科技发展部副部长洪杰等出席验收会开幕式。中国一航基础研究处处长、航空科学基金办公室副主任王湘念主持开幕式。孟祥泰副校长在开幕式致辞中对会议在北航召开表示热烈欢迎和祝贺。孟副校长说,航空科学基金项目的实施,为北航的基础研究、技术创新、学科建设和人才培养等方面起到了很好的支撑和推动作用。学校 相似文献
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由于航空产品的特殊性,在航空企业实施产品全生命周期管理(PLM)是一项复杂的系统工程。借鉴国外先进经验,中国航空工业集团公司(以下简称“中航工业”)正在规划跨地域、跨厂所的项目协同管理和PLM多项目并行协同的数字化平台建设。本刊记者就此采访了包括中航工业科技与信息化部副部长冷毅勋在内的几位业内专家,他们介绍了我国航空制造企业PLM系统的建设情况,并针对目前存在的问题分别提出了自己的看法。 相似文献
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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。 相似文献