摘要:

概率安全评估中故障树的临界重要度和可靠性分析中全局灵敏度指标都可以用来表征基本事件的重要程度.两种重要度分析之间有哪些区别和联系？首先,简述概率安全评估中故障树的定性及定量分析过程;然后,介绍故障树问题在可靠性评估中的失效概率计算及全局灵敏度指标的定义;最后,通过对三个飞机系统的故障树进行分析.结果表明:概率安全分析与可靠性分析得出的系统故障的概率基本一致,而由于引入基本事件发生概率的随机性,使得基本事件的重要性排序发生变化,甚至带来颠覆性的重要性排序,并且随机分布类型和分布参数对全局灵敏度指标的影响也是需要考虑的.

摘要:

基于已有的单个失效模式可靠性灵敏度分析,建立多模式串、并联系统失效概率对基本变量分布参数的灵敏度分析方法,着重研究多模式并联系统可靠性灵敏度分析的近似方法.该方法以数字模拟为基础,根据样本点对系统失效概率的贡献,对计算失效概率的所有样本点进行筛选,并由筛选出的样本点线性回归模拟并联系统失效域,得到等价的单个线性极限状态方程,从而将多模式并联系统的可靠性灵敏度分析等价转换为单个模式的灵敏度分析.对于多模式串联系统的可靠性灵敏度分析,文中采用的方法是将串联系统的失效概率精确转换成单个模式失效概率与多个模式并联系统失效概率的代数和,然后逐项进行灵敏度分析,进而得到串联系统的可靠性灵敏度.对于结构系统的极限状态方程含有复杂综合随机变量的灵敏度分析问题,提出一种基于二次回归分析的近似处理方法,通过推导的综合随机变量分布参数对基本变量分布参数的偏导数公式和复合函数求导法则,最终得到复杂多模式系统失效概率对基本变量分布参数的灵敏度.文中用理论数值算例验证所提算法的精度与可行性,并将所提方法推广应用到工程算例中,验证其工程应用价值.

摘要:

针对工程中常见的多变量、小失效概率的隐式非线性极限状态方程的可靠性分析问题,提出马尔可夫链样本模拟与线抽样相结合的高效数字模拟法.所提方法采用马尔可夫链快速得到失效域中的样本,并依据这些样本获取线抽样的重要方向,然后再采用线抽样技术在重要方向上进行抽样,进而得到失效概率的高效估计.与传统的有限差分法相比,基于马尔可夫链的重要方向获取方法具有结果准确和稳定的优点.将文中方法用于分析多级循环载荷作用下某发动机涡轮盘的低周疲劳寿命的可靠性,结果表明所提方法对于高维、小失效概率的可靠性分析是有效可行的.

摘要:

针对工程中普遍存在的截断分布问题,首先将截断分布情况下的可靠性模型转化为非截断分布情况下的多模式并联系统的可靠性模型,然后采用方向抽样法和方向重要抽样法两种方法对可靠性模型进行求解.所提方法不仅适用于单个失效模式情况下截断分布可靠性分析,也适用于多模式串、并联系统截断分布情况下的可靠性分析.推导基于方向抽样和方向重要抽样的截断分布可靠性估计值的方差分析公式.在给出所提模型的基本原理和实现过程后,数值算例用来比较方向抽样、方向重要抽样法和直接Monte Carlo数字模拟法的效率和精度,结果表明在满足精度的条件下,所提的两种方法具有较高的效率,且与方向抽样法相比较,方向重要抽样法具有更高的计算效率.非截断和截断情况下机翼模拟算例的分析结果表明,忽略实际中存在的截断可能带来较大的计算误差.

摘要:

以Sobol’主测度指标Si 作为总测度指标Stoti 的下限,建立并推导了基于偏导数的测度指标作为Stoti 的新上限。基于泛函和Euler-Lagrange等式,进行了不同变量分布形式下(均匀、正态、指数、Beta、三角分布等),Sobol’总测度指标Stoti 的基于偏导数的上限分析,并给出了新上限详细的推导过程和具体的计算公式。通过简单数值和工程算例,验证了新上限的精度及效率,为更准确地界定总测度指标S toti 的取值区间提供了参考。

摘要:

一种无铰式飞行器动态控制机构，射流机构位于机翼内封闭的射流舱体内。传动机构和电机位于机翼内、射流舱体外，电机通过传动机构驱动射流机构的转板上下转动。机翼的上蒙皮与下蒙皮上均有喷流缝和吸气缝。射流舱体为隔开的上隔仓和下隔仓。转板的运动会使隔仓形成“吸气”和“排气”两个冲程，并通过吸气缝与喷流缝产生低频高速气流，从而改变了机翼上的气动载荷分布，产生了飞行器动态控制所需的气动力。本发明具有较大的空腔容积和较大的空气压缩量，在较低的驱动频下也能够产生较高的合成射流速度，在小迎角时收到良好的效果，降低了飞行重量和燃油消耗，具有结构简单、启动和运行可靠的特点，能够满足不同飞行情况下的飞行器动态控制的要求。

摘要:

一种飞行器射流控制器，射流机构位于机翼内封闭的射流舱体内。传动机构和电机位于机翼内、射流舱体外，电机通过传动机构驱动射流机构的转板上下转动。机翼的上蒙皮与下蒙皮上均有喷流缝和吸气缝。射流舱体为隔开的上隔仓和下隔仓。转板的运动会使隔仓形成“吸气”和“排气”两个冲程，并通过吸气缝与喷流缝产生低频高速气流，从而改变了机翼上的气动载荷分布，产生了飞行器动态控制所需的气动力。本实用新型具有较大的空腔容积和较大的空气压缩量，在较低的驱动频下也能够产生较高的合成射流速度，在小迎角时收到良好的效果，降低了飞行重量和燃油消耗，具有结构简单、启动和运行可靠的特点，能够满足不同飞行情况下的飞行器动态控制的要求。

摘要:

本发明公开了一种飞行器颤振预测系统及方法，用于解决现有颤振预测系统预测精度差的技术问题。技术方案是系统包括激励信号发生器、激励执行机构、信号采集模块和数据处理与颤振预测模块。所述激励信号发生器生成的激励信号输入舵机，舵机通过助力器带动舵面按预定的指令偏转产生气动力形成激励，根据输入信号的不同，舵面以不同速率偏转产生不同的外激力，使测试部件得到充分激励。信号采集模块用来采集加速度响应和外激力响应信号。数据处理与颤振预测模块在每一个马赫数下只需一个亚临界速度测试点就能预测试验马赫数下的颤振临界点，且速度测试点离颤振临界点较远时预测精度也能达到所需要求，提高了颤振预测系统的预测精度。

摘要:

一种用于控制大迎角细长体侧向力的涡流发生装置，旋转机构安装在飞行器锥头部内，并且该旋转机构的轴线与飞行器的轴线重合；收放机构安装飞行器锥头部内，并位于所述旋转机构与飞行器锥头部顶端之间；收放机构中的微型三角翼位于飞行器锥头部外的顶端处。微型三角翼在电动伸缩杆的带动下能够沿飞行器轴线方向伸缩运动。本发明利用微型三角翼在气流作用下产生的非定常弱扰流，在攻角25°～60°范围内对侧向力实现比例控制，侧向力系数控制范围为-3～3。在零侧力和微小侧力情况下微型三角翼可收回至飞行器锥头内部，不会产生额外的阻力，适用于锥角大于30°的飞行器。本发明具有结构简单、性能可靠等特点。

摘要:

本申请提供了一种适应分布式双曲线型曲轴驱动的柔性翼面刚度的确定方法，包括：设定预设条件，并给定已知量；根据曲轴中线等轴双曲线方程，得到可动后缘中线双曲线解析式；根据可动后缘中线双曲线解析式计算单轴平均驱动力；将弯矩方程代入挠曲线近似微分方程，积分后得到转角方程，并由转角方程得到转角公式；确定转角公式中的未知量，并将单轴平均驱动力和未知量代入到转角公式得到柔性蒙皮的弹性模量；根据弹性模量，确定柔性翼面的刚度。本申请实施例提供的适应分布式双曲线型曲轴驱动的柔性翼面刚度的确定方法，效率高、过程简洁、误差范围小。