FMECA和FTA综合分析法在动密封系统中的应用

根据型号研制中航行器推进系统动密封结构可靠性提升的实际需求,以某型产品动密封结构为例,应用故障模式、影响及危害性分析(FMECA)和故障树分析(FTA)综合分析方法,结合GJB 1391和GJB 768中部分方法的适用性,给出了适用于工程的FMECA和FTA综合分析法应用实例。分析了动密封结构的失效模式和失效机理,确定了动密封结构的薄弱部位与薄弱环节,提出了相应的设计改进与使用补偿措施。     

计算机辅助系统FMECA及FTA

本文分析了系统FMECA和FTA的方法和过程,提出了全局FME-CA和全局FTA的概念,并以柔性制造系统为背景,分析了计算机辅助FME-CA及FTA的软件结构和功能。     

枪械机构故障可靠性分析方法研究

介绍枪械机构组成、机构动作和作用,利用可靠性故障分析法中常用的FMECA分析法和FTA分析法对枪械机构产生的故障进行定性分析,并通过某典型自动步枪可靠性试验数据进行统计分析,找出枪械机构动作的主要故障,设计出FMECA分析表和FTA故障树．通过以上分析,提出一些对枪械机构的设计要求．     

航空火箭弹研制和发射可靠性设计与分析

航空火箭弹研制和发射是一个较复杂的系统工程,针对航空火箭弹研制和发射进行了可靠性设计指标的分配与提取、可靠性设计时应遵循的原则、任务剖面失效模式影响的分析,对提高航空火箭弹可靠性的技术措施、可靠性模型和故障树的建立、可靠性设计与分析提出了其可靠性评估方法.     

尾流模拟火箭弹空中弹道对模拟尾流生成区域的影响

为了研究尾流模拟火箭弹的空中弹道特性对模拟尾流区域的影响，建立火箭弹质点外弹道模型、阻力板和发动机空间运动微分方程以及连接绳的受力模型，得到火箭弹无控飞行、空中转向、空中分离至爆索展开入水全过程的空间运动微分方程。对尾流模拟火箭弹全程弹道进行仿真分析，着重分析不同初始射击诸元对爆索空中弹道的影响，探究初始发射角、脉冲发动机的喷管数量、点火时间以及火箭弹空中分离时间对模拟尾流生成区域的影响。仿真结果表明：初始发射角为15°时火箭弹射程和最大射高相对比较合理；火箭弹空中转向角度依赖于脉冲发动机总冲量，与点火时刻无关；空中分离时刻对爆索入水发泡区域影响不太明显，在满足转向要求和发泡区域要求的情况下应该尽早完成空中转向和分离。     

基于FMECA的某型雷达系统故障分析

故障模式、影响及危害性分析 (简称FMECA)是提高系统可靠性的一种有效的工具。在雷达系统故障分析中运用FMECA方法 ,通过计算机辅助程序实现了故障分析的预测分析和定量分析。与传统的故障分析方法相比 ,该方法能够避免分析中的盲目性和主观性 ,可以获得更为准确的分析结果     

基于FMECA的信息系统软件失效安全风险评估与预测

随着大量软件产品应用于信息系统,不可避免地增大了软件失效对系统安全的影响概率。本文以某信息系统文电收发的处理过程为例,引入FMECA法,对其文电收发处理过程中由软件造成的风险进行分析,同时分析了引起风险常见的失效模式,并引入Markov模型对软件失效造成系统严重危害的风险进行预测,通过Markov模型与FMECA法结合能够迅速定位软件失效的原因,减少因软件失效造成的系统损失。     

泊条干扰火箭弹发射失效分析

作为特种弹的箔条干扰火箭弹,其结构相比其他弹种尤为复杂。结合工作经验,以对箔条干扰火箭弹的结构和作用原理分析为基础,采用故障树分析确定失效因素和重要因素。从提高弹药的整体效能出发,在安全性、作用可靠性、储存性和配套性四方面,对其进行了失效分析。     

考虑FDR的复杂机电装备测试性建模技术

针对当前测试性研究中存在装备合同中测试性指标量化不足、测试性建模研究中对完备故障模式集研究不充分的现象,提出了一种利用装备合同指标给出完备故障模式子集并对测试性设计中的故障模式、影响和危害分析(failure modes,effect and criticality Analysis,FMECA)方案进行评价的新方法。在给出测试性多信号模型和提出完备故障模式(子)集概念的基础上,研究了成败型一次计数抽样模型构造测试性完备故障模式子集的方案,给出了FMECA方案的评定标准,确定了测试性模型中完备故障模式子集的样本量,最后以某船用动力装置监控系统开展了案例应用研究。结果表明:该方案与传统自行确定故障模式集的方法相比,可快速确定总体质量和样本量,提高测试性建模效率,降低工程风险。     

基于专家系统的飞机致命性部件辨识方法研究

介绍了飞机致命性部件的辨识方法,尤其对该方法的核心部分,即损伤模式影响及致命性分析(DMECA)进行了详细的剖析。引用可靠性分析中比较成熟的FMECA(故障模式影响及致命性分析)思路来确定飞机的致命性部件,从而可为飞机易损性评估及战伤修复提供前提条件。通过考虑影响部件损伤率的因素(部件的尺寸大小、防护与遮挡、复杂程度等),借助系统综合评价中的关联矩阵方法,解决了DMECA分析表单中损伤率的来源问题,从而使DMECA方法切实可行。     

弹药家族之六——“无控和简易控制火箭弹”

火箭弹(Rocket)是靠火箭发动机推进(或增程)的无控或简易控制弹药,主要用于杀伤、压制敌有生力量、破坏工事、攻击集群装甲目标及武器装备等。火箭弹由战斗部、火箭发动机和稳定装置等构成,简易控制火箭弹(简称为简控火箭弹)还有不太复杂的控制装置。火箭弹按战斗部的类型不同分为杀伤、爆破、破甲、布雷、燃烧、发烟等火箭弹和子母式火箭弹;按飞行稳定方式不同分为尾翼稳定火箭弹和旋转稳定火箭弹;按作战使用和所配属兵种不同分为地面炮兵(野战)火箭弹、单兵反坦克火箭弹、航空火箭弹和海军火箭弹等。     

事故树分析方法及其在消防安全工作中的应用

事故树分析(Fault Tree Analysis,缩写语为FTA)方法首先由美国贝尔电话研究所的维森(H.A.watson)于1961年提出,应用于民兵式导弹发射控制系统的可靠性分析。在某些文献中,事故树分析还被称为故障树分析、失效树分析、缺陷树分析、事故逻辑分析等。本文将简要     

基于状态监测与信息融合的雷达装备故障趋势预测

针对现代雷达故障诊断和预测中与装备故障相关的信息很多及故障趋势难以预测的问题,在分析常用故障趋势预测方法的基础上,提出了基于状态监测与信息融合的雷达装备故障趋势预测模型,研究了不同信息运用FMECA、FTA、故障案例等方法进行归一化处理的方法.该方法充分利用信息之间的冗余性和互补性,以期提高故障预测的可靠性和精确度,使...     

基于老化实验的某型双基推进剂安定性能研究

为研究某型双基推进剂的安定性能,采用热老化加速寿命实验、气相色谱实验、质量损失实验和爆热实验对某型双基推进剂在不同老化温度(65、75、85、95℃)下的安定性和安定剂的作用机理以及爆热进行了研究,并对3种失效模式下的双基推进剂进行了安全贮存寿命预估。结果表明:随着老化时间的增加,某型双基推进剂的安定剂含量逐渐下降,质量损失增加,爆热值下降。对于某型双基推进剂的安全贮存寿命宜采用以爆热值下降进行预估。     

GJB/z135-2002《引信工程设计手册》主要技术内容分析(五)

第10章引信爆炸序列设计本章的主要技术内容包括引信爆炸序列的功能、分类、应用特点、基本要求、常用的爆炸元件和引信爆炸序列设计等。(1)功能。包括引信爆炸序列的组成和用途。(2)分类。包括传爆序列、传火序列、隔爆爆炸序列、无隔爆爆炸序列和爆炸逻辑网络等类型及其示意图。(3)应用特点。包括各种引信常用的传爆序列以及爆炸逻辑网络的具体应用。给出瞬发引信和水压引信、火药延期引信、多装定引信、带自毁的小口径榴弹触发引信、带自毁的航空火箭弹引信、钟表引信、火药时间引信、导火索时间引信、以及无线电引信、压电引信、光引信…     

Bayes信息融合方法在雷达故障诊断中的应用

根据雷达系统诊断信息多样化的特点,重点考虑雷达的BIT信息、FMECA信息、FTA信息和案例信息,提出将各类信息根据对故障现象的影响程度进行归一化处理,然后利用Bayes证据理论的方法将归一化后的信息进行融合处理,得到的结果进行故障诊断的方法,该方法可以克服各类故障信息中的量纲不一致性,可以提高诊断的可信度,降低诊断的不确定度,是一个比较理想的方法。     

贮存环境对火箭弹动平衡冲量的影响

实验测定了已经在南方和北方2个地区贮存5年的火箭弹动平衡速度,计算了动平衡冲量,并利用秩和检验方法对实验结果进行了处理与分析。通过实验与分析,得到了32发火箭弹的动平衡冲量,综合试验、计算和检验结果表明,贮存环境对于该火箭弹的动平衡冲量有显著影响。     

舰用锅炉耐火纤维材料的失效模式和失效机理研究

针对舰用锅炉现用硅酸铝质耐火纤维材料,采用晶相显微分析、X 射线衍射分析(XRD)和激光粒度分析(LMS)等现代材料分析手段对其失效模式和失效机理进行了研究分析,研究结果为新型耐火材料的研制或改进提供了重要依据.     

某型火箭弹对巡航导弹毁伤概率仿真分析

通过对巡航导弹目标特性分析,论述了目标易损性和毁伤机理(包括破片战斗部对目标的击穿概率模型)。利用破片初速及存速计算模型,分析了战斗部爆破后破片速度衰减规律,并做了模拟仿真,为火箭弹战斗部设计及毁伤效能评估提供了理论依据。最后根据射弹散布规律及毁伤原理建立了毁伤模型,并以某型火箭弹为例,对毁伤概率模型进行了仿真分析。仿真结果表明:该方法为火箭弹战斗部设计和提高对巡航导弹毁伤概率提供了参考。     

火箭弹卷弧尾翼的轻量化研究

针对火箭弹卷弧尾翼在特定气动载荷下的轻量化问题,基于结构动力学理论,依托ABAQUS非线性有限元软件,建立了火箭弹卷弧尾翼的有限元模型。通过对比碳纤维复合材料(CFRP)和合金钢材料的卷弧尾翼的有限元分析,得出了碳纤维复合材料在满足强度和刚度的要求下,使卷弧尾翼减重达80%。该方法为火箭弹卷弧尾翼的轻量化设计提供了一种参考和借鉴。