基于性能可靠性约束的智能液压泵节能优化

考虑飞机飞行剖面的多变性,针对智能液压泵变压力变流量的特点,提出一种多模性能可靠性分析方法.推导2类工作模式的传递函数模型,分析智能泵性能的主要影响因素,基于累积损伤理论构建多阶段任务可靠性模型.以系统工作效率为目标函数,性能可靠性指标为约束条件,对智能泵作优化设计.最后用优化所得参数求系统在各阶段的性能可靠度,并与机载液压系统常用的恒压泵作节能对比.结果表明:提出的基于节能的智能泵性能可靠性分析方法符合系统实际工况要求,相比传统恒压泵系统,智能泵系统的平均效率可提高15.8%.     

输油泵加速寿命试验方法及可靠性研究

以机械泵为例,选用压力为加速应力,采用恒定应力加速寿命试验方法和威布尔分布最佳线性无偏估计法进行数据处理,求得产品的寿命及其可靠性特征值和加速系数,解决了泵类产品寿命试验长、费用高、不知其可靠性指标的难题,缩短寿命试验时间6倍。找出了产品的薄弱环节与失效模式、失效机理,为改进和提高产品性能提供了可靠依据。     

载人航天器舱门快速检漏仪的可靠性试验与评估方法

载人航天器舱门快速检漏仪是载人航天器舱门及其对接机构对接面气密性检测的测试仪器。为了验证舱门快速检漏仪的可靠性指标水平,按照寿命型和计量型可靠性试验方法的基本思路,通过分析其功能、工作原理和主要故障模式,确定了可靠性特征量,提出了舱门快速检漏仪的可靠性验证试验方法,包括试验方法的选择、试验件状态、试验条件的确定、试验程序、故障判据及可靠性评估方法,并给出了评估结果。     

电液伺服阀衔铁组件过盈配合参数设计

电液伺服阀是航空航天精密电液伺服系统的重要控制元件,其中衔铁组件是负责伺服阀电液转换的关键部件。为保证姿态控制信号的高精度、灵敏放大输出,要求衔铁组件具有极高的位置精度及尺寸精度,其中过盈配合参数设计极为重要。基于厚壁圆筒过盈配合原理,通过对零件材料的屈服极限进行理论分析计算,确定了合理的过盈量范围。计算原衔铁组件各接触面等效应力均超过了材料屈服极限,这是时常出现的管弹簧受损等问题产生的重要原因。经过衔铁组件装配与测试,解决了装配时常出现的组件压配变形、平行度等指标超差及管弹簧受损等问题,过盈联接可靠性和合格率较原来有了很大提升,本文确定的设计参数能更好地满足产品生产要求。     

论航天器的热试验

论述了各种类型热试验 （热平衡试验、热真空试验、热循环试验） 在航天器研制中的重要性及它们的做法要点。针对当前试验中出现的问题, 强调了组件级, 尤其是电子电工产品热试验 （热真空试验及热循环试验） 和整星级发射星热真空试验对提高航天器可靠性所起的重要作用, 并提出了相应的建议。     

陀螺组件结构动态特性分析和减振设计

针对惯性姿态敏感器陀螺组件结构设计中出现的随机振动响应量级过大的问题进行分析研究.建立了陀螺组件结构的动力学模型,通过安装金属橡胶减振器并在结构中合理布置高阻尼比的阻尼材料综合解决陀螺头部振动响应过大的问题.对结构设计方案进行数值仿真和振动试验,结果表明,金属橡胶减振器和约束阻尼结构的应用能有效降低陀螺头部的高频响应,保证了陀螺仪在发射段环境条件下的可靠性.     

基于相关性分析的结构可靠性加严试验方法

针对传统结构可靠性试验的验证多是基于载荷应力和结构强度相互独立的假设问题,从应力和强度数据的相关性分析与度量出发,在二者均为正态随机变量的前提下,建立了一种基于Copula函数相关应力-强度干涉模型的结构可靠性加严试验验证方案设计方法。该方法结合Copula函数和应力-强度干涉模型实现相关条件下原可靠性指标与加严条件下可靠性指标的转化,适用于小样本情况下基于传统成败型试验方法评估其可靠性。研究结果表明:相比独立假设,应力和强度呈负相关时,会增加试验样本量且样本量随负相关程度减弱而减少;呈正相关时,会减少试验样本量且样本量随正相关程度增强而减少。     

天基激光测距载荷单反射镜组件柔性设计与力热稳定性分析

针对激光通信与测距一体化星间链路载荷轻小型单反射镜组件进行结构设计与力热稳定性研究,开展单反镜柔性支撑机构优化设计,根据运载力学环境与在轨力热环境工况,对反射镜组件进行光机集成分析,验证光机结构的在轨力热稳定性.分析结果表明,双层圆弧形槽口柔性支撑结构在温度拉偏后反射镜的面型精度均方根（RMS）可达λ/72,基频模态为417.93Hz,满足指标要求.进一步对反射镜组件进行动力学分析,随机振动分析结果表明,反射镜加速度响应均方根为11a_rms,满足3σ准则.通过0.2g正弦扫频试验验证了有限元模态分析相对误差为2.23%,实验结果表明,反射镜组件柔性支撑设计合理,力热稳定性分析结果基本准确可靠,满足工况要求.      

空间挠性作动器的可靠性验证试验方法

为了对空间挠性作动器在轨运行的可靠性进行评估,针对作动器在轨工况复杂、小子样、长寿命的特点,给出了作动器可靠性验证试验方法。首先,在分析作动器结构组成及工作原理的基础上,确定了作动器可靠性特征量。然后,以寿命型可靠性试验为基本思路,针对挠性元件在轨疲劳断裂失效这一主要故障模式,根据在轨典型工况载荷数据进行疲劳试验载荷谱设计,采用试验载荷谱开展挠性元件加速疲劳寿命试验,基于试验结果给出作动器的可靠性评估结果。最后,以某型号空间挠性作动器为例,基于挠性元件加速疲劳试验进行可靠性试验验证,得到作动器可靠性评估结果。研究结果表明,该作动器可靠度满足指标要求,评估结果符合工程实际。运用所提出的可靠性验证试验方法,可为空间挠性作动器在轨运行可靠性的定量评估提供有效的技术途径,可为航天器运动机构的可靠性验证提供参考。     

星载铷钟组件的热设计与热仿真

为保证在相应运行环境下星载铷钟的可靠性,对其关键组件热支撑结构、大功率器件分布等方面进行了热设计,并利用ANSYS进行了仿真分析。通过热设计和热仿真分析,避免了热流密度迅速升高,确保了大功率器件可以在正常的工作范围内工作,实现了整机的热可靠性。     

液压泵综合应力寿命试验方法研究

针对液压泵这种典型机电产品的特点,在分析了液压泵故障机理的基础上, 确定了能诱发产品关键故障模式的敏感应力.通过分析敏感应力对液压泵故障的影响及美军标寿命试验载荷谱的发展,得出了利用综合敏感应力可以进行液压泵综合应力寿命验证的结论.还针对液压泵价格贵、寿命长、试验样本少的特点,分析了液压泵综合应力寿命试验统计方法,通过试验证明了它的有效性.     

深空探测器同位素热源环境试验技术

为保证应用于深空探测器的同位素热源的安全性和可靠性,开展了深空探测器同位素热源环境试验技术研究。通过对同位素热源全寿命周期内各任务剖面的系统分析,总结得出了同位素热源环境试验项目,并对这些项目进行了研究及模拟实验,具体包括:高温–离心、高温–冲击、高温–振动等热–力复合环境试验技术,空气动力学加热、热冲击试验、发射场火灾事故地面模拟实验等异常环境安全性试验技术。通过以上研究建立了同位素热源鉴定级环境可靠性试验及异常环境安全性试验能力,为深空探测器同位素热源研制任务提供了技术支撑。     

一种液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩量化控制方法

针对液体火箭发动机试验台工艺装配可靠性提升的需求,提出一种螺纹拧紧力矩量化控制方法。利用非试验和试验环境的力矩值统计与分析,确定液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩值区间;通过拧紧力矩强度理论计算,验证力矩值区间的合理性;结合试验台螺纹空间位置的具体特点,确定适用不同空间位置的力矩量化控制方法和流程,并在试验中进行了应用。应用结果表明,本文提出的方法可有效提高发动机试验工艺的可靠性。     

一种液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩量化控制方法

针对液体火箭发动机试验台工艺装配可靠性提升的需求,提出一种螺纹拧紧力矩量化控制方法。利用非试验和试验环境的力矩值统计与分析,确定液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩值区间;通过拧紧力矩强度理论计算,验证力矩值区间的合理性;结合试验台螺纹空间位置的具体特点,确定适用不同空间位置的力矩量化控制方法和流程,并在试验中进行了应用。应用结果表明,本文提出的方法可有效提高发动机试验工艺的可靠性。     

飞机液压泵二维性能退化的可靠性评估

飞机液压泵为飞机操纵、起落架收放和刹车提供高压能源,其安全性和可靠性至关重要。针对飞机液压泵二维退化可靠性评估问题,构建了基于液压泵微观表面混合润滑的转子-配流盘摩擦副和轴尾密封副的摩擦磨损退化模型,基于统一随机过程模型描述2个性能指标的退化规律,利用Copula函数表征二维性能退化的相关关系,使用贝叶斯马尔可夫链蒙特卡罗法得到其考虑二元相关退化模型的未知参数估计,进而对飞机液压泵进行了可靠性评估。通过液压泵回油流量及轴尾密封摩擦力矩2个性能退化指标的实际退化数据,验证了所提出的理论和方法。结果表明,考虑2个性能退化指标相关的退化模型有效提高了可靠性评估及寿命预测精度。     

太阳帆板驱动机构的表面充放电效应研究

空间等离子体环境效应导致的卫星表面充放电是造成卫星在轨工作异常及故障的重要原因之一. 太阳帆板驱动机构（Solar Array Drive Assembly,SADA）是长寿命、大功率卫星电传输环节的关键部件,易成为充放电效应的对象,可使卫星丧失能源,导致整星失效. 为验证空间等离子体环境导致的表面充放电对SADA特别是其功率传输可靠性和安全性的影响,利用等离子体环境模拟试验装置,模拟地球同步轨道（Geostationary Orbit,GEO）等离子体环境,针对SADA进行试验研究. 结果表明,使用两种不同绝缘材料的SADA在空间等离子体模拟环境下表现没有明显区别,表面充放电未对设计合理的SADA正常工作造成明显影响. 研究结果对未来GEO轨道SADA等空间机构的可靠性和安全性设计具有一定指导意义.      

火箭发动机性能可靠性的Bayes分析

基于液体火箭发动机性能试验数据服从正态分布的条件 ,假定天地试验环境下分布的标准差不变 ,运用Bayes方法对正态分布天地试验条件下的环境因子进行分析。首先给出环境因子先验分布选择的方法 ;然后由Bayes公式结合少量的空间试验数据 ,得出环境因子的Bayes估计模型 ,最后给出空间试验条件下性能可靠性的分析方法 ,文中用实例说明了该方法的有效性。     

复合式离心泵汽蚀特性的数值模拟与试验分析

为研究某型航天离心泵汽蚀特性,基于Mixture多相流模型与汽蚀模型相结合对长短复合叶轮离心泵内乙二醇水溶液进行不同的进口负压下汽液两相定常数值模拟并进行不同进口压力下的汽蚀性能特性试验,结果表明汽化区域随进口负压的增大而扩大。当进口负压在-50kPa,泵进出口压差在155kPa,已经接近额定压差的3%限制范围,此时离心泵的出口压力105kPa为临界汽蚀出口压力;进口负压到-60kPa时,出口流量突变为300L/h,该泵产生临界汽蚀状态,小于技术要求的最小进口压力10kPa,因此该泵在其工作范围内不会发生汽蚀现象,并证得本文数值模拟的可靠性。     

载人舱不锈钢—铜热沉的设计

热沉不但具备模拟宇宙的“冷黑”环境功能,而且还相当于一个辐射换热器和抽气泵,由此引出热沉材料的选择原则。文章详细介绍了不锈钢－铜热沉的设计和测试结果,说明了不锈钢－铜热沉的设计为热沉的发展开辟了一条新途径。     

航天器动力学特性参数在轨辨识技术

从结构模态参数的可识别性出发,结合结构自由响应识别技术和数字处理技术,开发出大型航天器动力学特征参数在轨辨识系统,包括硬件系统和软件系统,其中软件系统由C+ +和汇编语言组合编写,系统各部分均模块化,可适用于较复杂的工程任务.在此基础上设计了模拟在轨航天器的试验验证系统,检验辨识算法和设计软件的可靠性以及航天器在轨辨识的实时性.该试验系统包括一个对称的双梁结构,利用对称结构的弱耦合可得到多个密集模态,该结构可模拟大型航天器在太空失重条件下所特有的动力学特征.试验表明系统辨识算法可靠,精度达到设计要求.