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811.
故障模式、影响及危害性分析(FMECA)方法广泛应用于航天领域,并较早地形成了航天领域内的FMECA规范,基本满足型号常规使用的要求。但是,随着航天产品的日益复杂及高可靠性的要求,FMECA规范已无法完全适用,尤其是FMECA工作的有效性和全面性有待进一步研究。本文从三方面提出改进FMECA的方法程序,包括改进功能和结构分析方法,完善FMECA表格,增加发生可能性的级别,同时以电源分系统的分流调节器为例,验证改进后FMECA方法程序的可行性。分析结果显示:改进后的FMECA分析层级清晰,表格填写规范,故障模式和故障原因分析更全面,更有利于发现薄弱环节,并有针对性地指导产品开展设计改进,提高产品可靠性。 相似文献
812.
民机燃油箱系统的闪电防护是燃油箱安全的重要研究范畴,本文依据FAA的25-146号修正案和咨询通告AC25.954-1,介绍了民用飞机燃油箱系统闪电防护分析方法。在点火源防护分析思路的基础上,针对闪电引起的点火源,在明确飞机闪电分区后,可通过容错类设计或非容错类设计分别开展分析。针对容错类设计,可仅通过证明防护设计特征有效且可靠来表明符合性,无需进一步分析失效概率。针对非容错类设计,通过定性和定量分析法进行评估。在定性分析时,需评估非容错特征失效且引起点火源的概率小于1E-5。在定量分析中,可结合燃油箱可燃性、关键闪电和防护特征失效概率确保闪电引起燃油蒸气点燃的概率为极不可能。同时,根据闪电环境定义的电流振幅和波形对防护设计特征进行有效性验证。 相似文献
813.
对损伤结构进行动力特性分析是进行无损检测的重要基础,而对于旋转梁结构的裂纹损伤动力特性研究,却鲜有文献涉及。以变截面旋转裂纹梁为研究对象,对其横向振动特性进行研究,提出一种求解变截面旋转裂纹梁横向振动特性的新方法。首先利用扭转弹簧模拟裂纹效应,建立含裂纹梁局部柔度模型,然后采用Frobenius方法求解振动方程,得到方程的级数解析解,并研究裂纹位置和深度对振动频率的影响,分析不同损伤程度、不同转速工况下梁的前两阶固有频率变化情况。结果表明:本文方法是有效的,转速和损伤程度的变化并非独立影响梁的固有频率,两者间具有耦合作用机理,对于变截面梁同样成立。 相似文献
814.
815.
飞行试验测量数据中存在过程噪声和测量噪声,导致飞行数据之间不相容,国内目前常用的输出误差法不适用于耦合严重的直升机飞行数据相容性检验。采用增广卡尔曼滤波方法进行状态估计,大幅度地消除测量值中的误差;再用输出误差法对增广卡尔曼滤波估计的结果进行相容性检验,并将其应用于直升机四阶纵向等效模型辨识中。结果表明:提出的这种方法既解决了单独使用增广卡尔曼滤波进行数据相容性分析时由于初期收敛过程造成的滤波误差问题,又克服了单独使用输入误差法进行数据相容性时需手动修改时间延迟问题和测量值中误差过大时输出误差法无法收敛问题,使得检验效果与计算效率大幅提升。 相似文献
816.
针对航母综合作战区反潜巡逻机使用浮标声呐对潜警戒能力问题,在分析航母综合作战区反潜巡逻机对潜警戒目的与战术行动方法的基础上,构建了航母综合作战区反潜巡逻机使用浮标声呐对潜警戒能力计算模型,并结合某型反潜巡逻机和典型作战对象的战技性能,对航母综合作战区反潜巡逻机使用浮标声呐的对潜警戒能力进行了定量分析。 相似文献
817.
在高气液动量比的空气雾化流场中,液滴和液丝从液核剥离的过程具有高自由度、分布密集的特点,传统理论模型难以对其准确预测。本文对结合大涡模拟方法的随机雾化模型进行优化,在初始雾化过程,提出使用液滴统计平均温度来表征液滴碰撞统计学特性的改进方法。液滴的统计平均温度分别采用气液相对动能模型的粒子追踪法和亚网格动能模型的粒子追踪法。研究表明,使用改进的气液雾化随机模型预测密集型空气雾化流场,大幅改善了传统雾化随机模型在初始雾化区域过预测的缺陷,平均动能的相对误差为15.5%,平均索特尔直径的相对误差为7.2%,与未改进前的模拟结果相比,误差降低了41.1%和15.0%。此外,本文还探究了喷雾张角模型对雾化流场预测结果的影响,分别将实验所得经验公式法、相界面气液动量平衡所得模拟法与亚网格动能模型的粒子追踪法结合。结果表明喷雾张角经验公式预测结果更为准确,在平均索特尔直径预测方面准确性提高了17.3%。 相似文献
818.
隐身技术是提高巡航导弹突防能力的重要技术手段,为分析外形隐身对巡航导弹电磁散射特性影响,建立了隐身、常规巡航导弹电磁模型,基于物理光学法和RCS减缩值,研究了外形隐身RCS曲线分布影响、频率响应特性、俯仰角响应特性。结果表明,外形隐身可大幅降低前后向散射特性,改变RCS散射波峰位置,使前后向曲线向内收敛;频率增加,前向均值和减缩值分别在-32 dBsm、25 dB左右振荡变化,其他角域RCS均值降低而减缩值增加;俯仰角变化较小时不影响散射特性,各角域RCS均值和减缩值呈振荡趋势,前向减缩值约为35 dB左右,后向俯仰角0度时最大。 相似文献
819.
天线展开机构使用动力绳实现天线展开和收拢过程中易出现动力绳松弛、脱槽现象。以星载高精度伞状天线展开机构为研究对象,分析天线展开机构的工作原理;利用解析法获得展开机构的运动方程,结合天线展开机构运动部件结构参数,得到天线展开过程中展开机构动力绳的松弛规律;建立以展开机构结构参数为设计变量,以动力绳松弛量最小为目标的展开机构结构优化模型,通过模拟退火法进行求解,得到优化的展开机构结构参数,通过优化前后的展开机构展开、收扰功能试验,测试了机构工作时动力绳的松弛量,验证了展开机构优化的正确性。结果表明:优化后的展开机构动力绳松弛量较优化前降低了90%,优化效果显著。 相似文献
820.