单子样寿命试验评估的综合概率分布法

提出了大型复杂结构体系或机构系统只做单子样1次寿命试验的评估方法。即据单子样的1次试验值创造性地提出确定当前概率分布及据此作出评估的方法,继而给出了结合半经验算法与当前概率分布算法的加权综合算法。附有算例阐明所提出的方法。     

美国联邦安检与私营安检的绩效对比

2001年11月,为了提高美国境内各种运输模式的安全性,美国国会出台了航空和运输安全法案(ATSA)。在航空系统的安全保障方面,ATSA提出了几项重要措施,其中第一项就是在2002年11月19日前实现由联邦政府提供美国民用机场的安全检查服务。ATSA的第108条款要求在美国运输安全局(TSA)的监督下,在五家民用机场保留私营航空安全检查人员。这五家机场分别是:旧金山国际机场(SFO)、堪萨斯城国际机场(MCI)、大罗彻斯特地区国际机场(ROC)、杰克逊霍机场(JAC)和图珀洛地区机场(TUP)。鉴于准确评估和测定私营承包商和联邦安检业务运营的能力将对航空旅行的安全性产生重要影响,TSA雇佣了一家独立的评估人开展了美国联邦安检与私营安检的绩效对比研究。在研究过程中,评估组确定了对比私营安检业务营运与联邦安检业务营运的工作绩效的三个标准,即:安全有效性、成本以及客户和股东影响;针对每个标准,又设计出对比工作成果的定量方法;此外,还审查了私营安检计划,以便了解那些可能影响工作成果的定性因素。在评估期间,评估组共安排了29次机场临检,同联邦和私营部门中涉及安检工作的人员进行了240多次采访,收集了与安检业务营运有关的数据,进行了统计分析,并且得出了调查结论。     

基于灰色关联理论的要地防空威胁评估模型

在进行要地防空作战中,对空中目标的威胁程度进行排序,是我歼击航空兵适时恰当进行空中截击和火力分配的前提。文中在对要地防空态势进行分析的基础上,建立了基于灰色关联理论的要地防空威胁排序模型,并给出了一个具体的应用实例,实例表明该模型是可信的。     

基于联系数系统态势排序的目标威胁综合评估

对防空导弹将要拦截的目标进行威胁程度评估,通常是先分析影响目标威胁程度的因素,并赋予各因素权重,计算各因素在某时刻的状态值并规范化,再通过加权求和综合合成; 根据合成结果对多个目标的威胁程度作出排序,求出威胁程度最大的目标。文章阐明了采用以上的加权求和计算有时会失效,指出失效的主要原因来自加权求和模型自身,可改用基于联系数系统态势排序的目标威胁综合评估解决这一问题。     

基于模糊积分的航空发动机MTBF动态评估方法

针对传统评估方法无法解决航空发动机可靠性评估的滞后问题,采用模糊积分方法建立航空发动机动态可靠性评估模型.引入故障强度因子,建立降半正态型分布的故障强度因子函数表示故障纠正过程.通过故障强度因子得到模糊密度,采用Choquet模糊积分方法融合发动机各阶段可靠性指标,解决了航空发动机可靠性指标的动态评估问题.对在研的某小型涡扇发动机进行了应用研究,结果表明采用Choquet模糊积分数据融合方法进行动态评估能考虑到不同阶段故障数据的重要性,对发动机当前的可靠性水平能给予更加科学的评价.      

运输类飞机EWIS安全性评估实施研究

针对运输类飞机适航规章中提出的对EWIS的安全性评估要求,结合相关咨询通告、工业标准和EWIS设计实践,分析了EWIS安全性评估的主要内容,提出了EWIS安全性评估的实施过程,为EWIS满足适航要求的设计提供技术参考.     

空空导弹任务可靠度评估方法研究

首先论述了进行空空导弹任务可靠度评估方法研究的必要性,然后对空空导弹任务可靠度指标及其评估方法进行了讨论,详细介绍了利用系统可靠性综合的理论进行空空导弹任务可靠度评估的计算方法,并在某型号空空导弹可靠度评估中进行了应用。     

基于剩余强度分析的民用飞机发动机非包容性损坏下机体结构安全性评估技术研究 安全性评估技术研

在总结大型民用飞机非包容性损坏下机体结构安全性评估方法的基础上,基于转子碎片无限能量的假设,分析了发动机各级转子非包容性损伤碎片对民用飞机机体结构和吊挂的损伤区域和量化分析方法,建立了非包容性损坏下机体结构的有限元模型,跟梁理论、板壳理论结合有限元分析结果总结了适用于民用大型飞机结构的强度校核方法和安全性评估途径,对非包容性损坏下机体结构的安全性评估技术进行了总结,并结合实例进行了说明。分析结果表明,此方法能够对结构进行有效评估。     

非线性传感器静态特性评估的极限点法

基于对测量过程、测量误差的认识，提出了一种利用极限点法评估非线性传感器静态特性的一种新方法。给出了利用该方法评估非线性传感器的两种模型。并以一电涡流式非线性位移传感器的标定数据进行了计算、分析。     

应力严重系数法在直升机主桨叶寿命评估中的应用

应力严重系数法在定翼机机体寿命计算中已有成功应用，然而对于以高周损伤为主的直升机动部件(如主桨叶)一般均依靠6件全尺寸疲劳试验的方法进行定寿。这不仅需要大量经费，而且也要很长的周期。本文绕开全尺寸疲劳试验这一大的环节，根据相应材料特性数据，采用应力严重系数法对直8型机主桨叶根部接头进行寿命评估。文中给出的方法简单，精度较好，便于工程应用。