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雷锡恩公司和波音公司完成了由政府出资的联合空地导弹(JAGM)单火箭发动机方案的第二轮技术演示验证试验,该发动机由ATK公司提供。 相似文献
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CAST2000平台下卫星环境剖面分析 总被引:1,自引:1,他引:0
以CAST2000平台下的卫星为基础,系统地叙述了从卫星研制到卫星在轨运行所经历的全部人工环境和空间环境.研制阶段所经历的环境包括振动试验、噪声试验、分离试验、热真空试验、EMC试验,发射阶段历经环境主要是运载主动段飞行所产生的振动环境;在轨运行段环境历经包括在轨空间柔性展开、热真空、磁环境、辐射环境. 相似文献
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阐述了高加速应力试验的本质是通过施加远超过产品设计规范规定的各种应力。快速地将产品内部的薄弱环节和缺陷激发出来,为改进设计和剔除早期故障提供信息。高加速应力试验的优点是可以得到高可靠的产品,且大大缩短产品研制进度和降低成本。列举了国外各公司在电子、机电、机械等设备上成功应用取得的效果,最后指出了影响这一技术推广应用的各种错误观念和认识。 相似文献
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在第49届巴黎航展上,泰勒斯公司展示了轻型多用途导弹(LMM)。该公司研制的LMM用于装备山猫直升机,可攻击空中和地面目标,该公司已经完成LMM的第一阶段发射试验,并对该导弹制导系统和软件进行了优化。 相似文献
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说明了CAST2000平台小卫星研制情况,阐述为保证卫星在轨正常、可靠运行,制定相应的环境试验实施思路.针对整星研制不同的研制阶段--初样阶段和正样阶段,对系统级和组件级分别制定了与之相关的环境试验实施计划. 相似文献
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综合考虑了环境试验的目的、特性和试验间的相互影响,提出了确定环境试验顺序所遵循的一般原则和几种常见试验项目顺序的安排建议,研究了空空导弹研制和生产的不同阶段的环境试验顺序。 相似文献
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张英杰 《安全.健康和环境》2021,21(11):37-40
为更好地了解雷击管道的危害,应用中国石化开发的多分量实际雷电流模拟试验系统对管道进行雷电流A分量冲击试验.从仿真模拟和冲击试验两个方面考虑高幅值雷电流A分量直击于长输管道的极端情况,利用CDEGS软件进行建模仿真,并在实验室内应用多分量实际雷电流模拟试验系统对管材进行A分量冲击试验.仿真结果显示40 kA的雷电流A分量在管道直击点附近产生的冲击电压已超过管道冲击电压耐受峰值109 kV,冲击试验结果显示40 kA的雷电流A分量足以破坏金属管道的3PE保护层.可见高幅值的雷电流可破坏埋地长输管道的防腐保护层,导致金属管道失去保护,加速腐蚀,产生泄漏风险. 相似文献
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淡水沉积物的生物测试方法研究 总被引:5,自引:0,他引:5
描述了淡水沉积物毒性的生物测试方法。沉积物基质可以通过直接采样法和掺入法制备,储存会影响其生物可利用性。全底泥相,间隙水相和复溶相是目前沉积物毒理学研究常用的试验相,其中,间隙水相被认为是进行沉积物毒理学研究较为理想的试验相。同时推荐采用离心法制备间隙水。此外,为增加试验结果的可比性,文中还讨论了试验生物的选择问题。 相似文献
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从某正样机的鉴定试验谈可靠性试验设计 总被引:1,自引:1,他引:0
介绍了在正样机定型质量控制过程中,强化鉴定试验可靠性设计方法研究。从编制鉴定试验大纲、方案评审、试验程序控制、试验数据分析、试验过程组织和技术能力提高等关键环节入手。确定正样机置信水平,得出正样机功能及主要性能满足战术技术指标要求。 相似文献
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目的探索可靠性强化试验技术在典型机电液一体化产品伺服作动器研制过程中的适用性。方法以某型伺服作动器为研究对象,从故障激发的角度对可靠性强化试验技术的应用进行可行性分析,在响应调查和应力分析的基础上,结合产品的工作特点设计适用于该类伺服作动器的可靠性强化试验方案,包含低温步进应力试验、高温步进应力试验、快速温度循环试验10个循环、振动步进应力试验(包含气锤式三轴向六自由度超高斯随机振动方式及电磁振动台随机振动方式)及综合环境应力试验5个循环,并依此进行试验。结果在快速温度循环试验及综合环境应力试验过程中,均有效地激发出了产品的漏油故障,与相似产品外场暴露的漏油故障模式相吻合。结论可靠性强化试验技术可有效地应用于典型机电液一体化产品伺服作动器的研制过程,设计的可靠性强化试验方案可有效地激发外场出现频率较高的故障,可作为该类产品研制的试验手段之一。 相似文献
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环境试验在产品全寿命周期的应用 总被引:3,自引:2,他引:1
环境试验可广泛地应用于军用和民用产品的研制和生产过程中的各个阶段。首先分析了环境试验的内涵,阐述了环境试验在产品全寿命期中的应用特点,并讨论了有效实施环境试验相关技术问题,对某产品在寿命期内开展环境试验进行了案例分析。 相似文献
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使用美国哈希公司所研发的HACH法测定水样的化学需氧量,具有试剂用量少、成本低、无需滴定、操作简便等优点。但试剂国内无法生产,依赖进口,为降低成本,研制与该方法相适用的试剂替代品。经正交试验研制出的消解液代替品与进口试剂相对比.所得到的精密度、准确度都符合测试要求,结果令人满意。 相似文献
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目的 获得尾部结构的疲劳寿命和检查周期,满足民用直升机适航验证要求,保证飞机的飞行安全,开展复合材料尾部结构疲劳及缺陷容限试验技术研究。方法 介绍了尾部结构疲劳及缺陷容限试验专用试验台、气动冲击设备、柔性自动特征扫描成像无损检测系统等的设计及研制,采用研制的成套试验装置,实现尾部结构试验件连接约束和载荷边界的全面真实模拟、复杂载荷谱的精确控制、冲击损伤缺陷预制及缺陷自动识别与检测。结果 经试验验证,载荷误差小于2%,冲击能量误差小于2%,缺陷检测误差小于1 mm,各项指标都满足项目研究目标和技术指标要求。结论 研究成果在民用直升机研制中得到了成功应用,可为后续其他直升机尾部结构疲劳及缺陷容限疲劳试验提供良好的借鉴,具有重要的工程应用价值。 相似文献
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航天动力学环境的最新进展与技术展望 总被引:6,自引:6,他引:0
总结了近年来航天动力学分析、试验方面的最新成果。按照航天飞行器寿命期不同阶段的特点,对动力学试验与理论建模、分析预示、试验技术、测量方法,特别是地面气候复合以及高速飞行热结构动力学分析与试验方面的工作进行归纳,并指出存在的不足,以及未来发展的方向。通过工程研制中的分析与数据积累修正,在建模分析预示、条件制定以及测量技术等方面取得显著成果,但由于飞行器复杂,在准确精细预示方法、热结构预示与试验技术方面以及气候复合状态下的分析与试验方面尚需大量研究。应坚持理论与试验、工程研制与研究相结合的方式,不断完善持续改进,实现动力学精细化预示与天地一致性试验。 相似文献