基于Copula函数的相依部件表决系统的可靠性研究

在可靠性理论中，部件相互独立是相依的特殊情况．可靠性数学研究系统的可靠性时，都是在假设部件之间相互独立的条件下进行的．本文应用Copula函数研究部件相依时表决系统的可靠性，分析系统的可靠度与Copula函数间的关系，揭示部件相依关系对表决系统可靠度的影响规律．     

利用备件提高系统可靠性的研究

对系统可靠度的提高及其影响因素进行分析,在组成系统的每一个部件在一定寿命期内不损坏的概率都是一定的的条件下,利用对每一种部件都可以提供几个备用件,提高系统的可靠度.但每一种部件又都有一些如空间、重量、费用等方面的耗费.针对目标函数总的耗费不超过某一数值时,每种部件增加个数如何匹配,可使整个系统的可靠性最高,给出新的算法,该算法无论计算量或精确度,比已有的方法好,为冗余系统的可靠性研究提供了新的思路.     

定数截尾数据缺失场合下k(m)/n系统可靠性指标的Bayes估计

在定数截尾缺失数据样本下,研究了不可修中取串连续失效系统(简记为k(m)/n系统)的可靠性评估问题。利用Bayes方法得到了部件的平均寿命、系统可靠度及平均寿命等可靠性指标的Bayes估计。最后利用随机模拟例子说明了本文方法的正确性和可行性。     

考虑载荷作用次数的齿轮可靠度计算模型

研究了随机载荷作用次数对齿轮可靠性的影响.通过引入条件可靠度,在不作失效独立假设的前提下,运用应力-强度干涉模型建立了具有多种失效模式的齿轮可靠度计算模型.根据随机载荷作用的统计学意义,运用顺序统计量理论建立了随机载荷多次作用时的齿轮可靠性模型,并研究了齿轮可靠度随载荷作用次数的变化规律.研究表明,即使在强度不退化的情况下,齿轮的可靠度也随着随机载荷作用次数的增加在逐渐降低.     

均匀腐蚀下管道可靠度及参数敏感度研究

分别采用一次二阶矩法和Monte-Carlo法对某存在均匀腐蚀的管道进行了可靠性分析,结果发现Monte-Carlo方法分析结果可靠度数值略低于一次二阶矩法;可靠性分析发现,虽然管道的平均应力始终小于屈服应力,但管道可靠度随着均匀腐蚀的发生呈现加速下降趋势,至运行20年可靠度仅为0.58,已经无法安全使用;管道可靠性参数分析发现,对管道可靠度影响最大的为壁厚,其次为材料强度性能,然后为材料的载荷状况,材料载荷对可靠度的影响程度取决于这种载荷对管道总体应力的贡献程度。     

相依部件混合系统的可靠性

在可靠性理论中,部件相互独立是相依的特殊情况.可靠性数学研究系统的可靠性时,都是在假设部件之间相互独立的条件下进行.本文应用联系函数讨论了部件相依时混合系统的可靠性及系统的可靠度与联系函数的关系.     

定数截尾数据缺失场合下k(m)/n系统可靠性指标的经验Bayes估计

在定数截尾缺失数据样本下,研究了不可修n中取m串连续k失效系统(简记为k(m)/n系统)的可靠性评估问题.利用Bayes方法和极大似然估计法得到了部件的平均寿命、系统可靠度及平均寿命等可靠性指标的经验Bayes估计.最后利用随机模拟例子说明了本文方法的正确性和可行性.     

相依部件混合系统的可靠性

在可靠性理论中，部件相互独立是相依的特殊情况，可靠性数学研究系统的可靠性时，都是在假设部件之间相互独立的条件下进行，本文应用联系函数讨论了部件相依时混合系统的可靠性及系统的可靠度与联系函数的关系。     

维修有优先权的且含有r个修理工的环形相邻k/n(F)可修系统分析

研究由n个部件及r个修理工组成的环形相邻k/n(F)可修系统的可靠性问题,假定每个部件工作时间和维修时间均服从指数分布,故障部件可以修复如新.利用广义转移概率的定义和关键部件优先维修的规则,求得该系统的状态转移概率矩阵,并给出一个具体的实例相邻2-out-of-6:F环形可修系统,获得该系统的可靠度及重要可靠性指标.     

简单系统相依部件的可靠性

可靠性数学在研究系统的可靠性时,都是在假设部件之间相互独立的条件下进行的本文应用连接函数Copula讨论了部件相依时的可靠性,计算了系统的可靠度.     

航天器能量/姿控一体化控制器设计及功率规划

研究航天器的能量/姿控一体化控制系统(IPACS)的设计问题。针对带有4个飞轮(3正交、1斜装)的航天器的IPACS,设计了一个滑动模态姿态控制器。设计了飞轮组的控制律,保证了在储能时,飞轮的转速变化不会对航天器的姿态造成扰动,而且不影响正常的姿态控制,同时实现了姿态控制与能量存储。针对太阳帆板的功率变化特性以及飞轮电机的输入功率限制,提出了一种新的储能功率的规划方案,使飞轮在每个轨道周期内储存和释放的能量达到平衡,同时尽量利用了太阳帆板提供的功率,从而可以有效地减少太阳帆板的面积,减轻太阳帆板的质量。为了验证所设计的IPACS的有效性,给出了一个仿真实例。     

一种热网络方程计算方法的改进

通过热网络离散节点群控制方程的敏感性分析,提出了一种新的热网络方程求解改进方法———分离变量参数系数方法,用于分析航天器表面材料性质对温度场分布的影响.同时,采用蒙特卡罗射线踪迹法求解太阳直接入射面积和太阳辐射传递系数,考虑了航天器几何遮挡关系对热网络系数的影响.计算结果表明:航天器虚拟模型主体部位的最大温度值要高于太阳电池板的温度.在开始阶段,冷却速度迅速增加至最大值,然后再慢慢降低并有17K温度的偏差.为了分析材料表面的太阳吸收系数对温度分布的影响,以a=0.35为算例原值,对于与原值的吻合程度,太阳吸收系数增大的影响优于其减小的影响.     

微型固定方阵独立光伏电站设计

随着低碳经济的发展,光伏产业的发展前景越来越广阔。本文探讨了地面固定太阳能电源设计相关的太阳电池方阵面的安装朝向和倾斜角、蓄电池容量及太阳电池组件用量等问题。结果表明:安装太阳电池方阵应面向正南,最优倾斜角约等于地理纬度;根据负载用电需求、当地的气象和气候条件确定太阳电池组件用量和蓄电池容量,结合实例说明本设计既简单适用又保证系统的高可靠性。     

带挠性轴太阳帆板与航天器中心刚体耦合动力学研究

建立了带挠性轴太阳帆板航天器的物理模型, 利用保守系统的Lagrange方程, 导出 了带挠性轴太阳帆板航天器系统动力学方程. 通过变换, 给出太阳帆板、 航天器中心刚体 耦合运动微分方程组. 应用Runge-Kutta积分法得出数值结果. 并分析了太阳帆板转动惯量 、 挠性轴的扭转刚度、 太阳帆板的初始扰动对航天器姿势运动的影响.     

卫星太阳能电池板热设计参数的灵敏度分析

由于卫星在生产和运行中一些不确定因素的影响，卫星热设计参数难以精确确定．从而影响卫星热设计的结果。该文利用系统灵敏度理论，对卫星热设计问题进行了分析，导出了卫星热设计系统的灵敏度方程，并以太阳能电池板的热设计为例，对系统的灵敏度方程进行了求解，分析了各参数的灵敏度，为太阳能电池板热设计中结构及物性参数的确定提供了依据，为太阳能电池板热设计的可靠性验证以及卫星运行可靠性提供了分析方法。将参数分析方法应用于卫星的热设计和热分析中，可提高卫星热设计和热分析的效率。     

带挠性轴太阳帆板航天器姿态动力学研究

建立了带挠性轴太阳帆板航天器的物理模型 ,利用保守系统的 Lagrange方程 ,导出了带挠性轴太阳帆板航天器动力学方程 ,在小姿态角速率情况下 ,推出了航天器挠性轴扭转运动、航天器姿态运动的运动学方程 ,给出了数值结果 ,分析了太阳帆板转动惯量、挠性轴的扭转刚度对航天器姿态运动的影响。     

Identification of comet Hyakutake's extremely long ion tail from magnetic field signatures

Observations of the varying orientations of comet tails led to the suggestion of the existence of the solar wind--a continuous outflow of ionized material from the Sun. It is now well established that gas from comets is ionized by several processes and joins the solar wind, forming an ion (plasma) tail that points away from the Sun. The plasma environments of three comets have been measured in situ, but only in the upstream direction or less than 8,000 km downstream of the nucleus. Here we report a fortuitous crossing by a spacecraft of the plasma tail of comet Hyakutake (C/1996 B2), at a distance of more than 3.8 astronomical units (550 million kilometres) from its nucleus. This surpasses the tail length of 2 AU determined for the Great March Comet of 1843 (C/1843 D1). Our measurements reveal that, at this distance, the tail of comet Hyakutake was a structured entity at least 7 million kilometres in diameter.     

卫星复合材料结构在轨健康监测方法

 对航天器结构中的裂纹、脱层及其他损伤进行及时且准确定位是确保服役航天器可靠、长寿命运行的必要手段。复合材料结构健康监测是确定结构完整的革命性创新技术,在航天器的结构设计、加工及维护过程中可发挥重要作用,同时能够提高安全性、降低维护成本。本文简要介绍航天器结构健康监测的国内外研究进展,并阐述结构健康监测技术在航天器上应用面临的问题。     

基于可靠性分析的太阳电池阵驱动弹簧设计

以太阳电池阵驱动弹簧为研究对象,建立动态可靠性模型,并提出太阳电池阵驱动弹簧的可靠性优化设计方法。在建立动态可靠性模型过程中,假设载荷历程为Poisson过程,并考虑驱动弹簧参数的变化对应力及强度分布的影响。通过灵敏度分析,提出基于动态可靠性模型的优化设计方法。算例研究表明:即使在强度不退化的情况下,驱动弹簧的可靠度仍然随着时间的增加而降低。同时,失效率曲线与偶然失效期浴盆曲线相一致。此外,基于传统应力-强度干涉模型的可靠性优化方法可能由于忽略了可靠性的动态特性而使设计结果具有较高危险性。     

Voyager 1 exited the solar wind at a distance of approximately 85 Au from the Sun

The outer limit of the Solar System is often considered to be at the distance from the Sun where the solar wind changes from supersonic to subsonic flow. Theory predicts that a termination shock marks this boundary, with locations ranging from a few to over 100 au (1 Au approximately 1.5 x 10(8) km, the distance from Earth to the Sun). 'Pick-up ions' that originate as interstellar neutral atoms should be accelerated to tens of MeV at the termination shock, generating anomalous cosmic rays. Here we report a large increase in the intensity of energetic particles in the outer heliosphere, as measured by an instrument on the Voyager 1 spacecraft. We argue that the spacecraft exited the supersonic solar wind and passed into the subsonic region (possibly beyond the termination shock) on about 1 August 2002 at a distance of approximately 85 Au (heliolatitude approximately 34 degrees N), then re-entered the supersonic solar wind about 200 days later at approximately 87 au from the Sun. We show that the composition of the ions accelerated at the putative termination shock is that of anomalous cosmic rays and of interstellar pick-up ions.