| 元器件(零件)： | 由一个单件或多个单件连接组成。零件被拆开后将破坏或损坏它的设计用途。例如，电阻、集成电
路模块、继电器、轴承等。 |
| 部件： | 由两个或两个以上元器件(零件)组成。部件可以被拆开或更换元器件(零件)。例如：装有元器件的
印刷电路板和齿轮组。 |
| 组件： | 具有某种功能的产品。从制造、维修的角度看，组件是一个完整和独立的整体。例如：发射机、液
压作动筒、阀门、蓄电池、电缆等。 |
| 分系统： | 由一些功能上相关连的二个或多个组件组成，并可能包括电缆或管路之类的连接件以及安装这些组
件的支承结构。如，电源、姿态控制、推进、数管分系统等。 |
| 飞行器： | 一次性使用的或可回收重复使用的运载器、上面级飞行器和航天器。 |
| 运载器(运载火箭)： | 运载器由一个或多个下面级火箭组成，它能将上面级飞行器和航天器送入预定的轨道。 |
| 上面级飞行器(上面级)： | 能将航天器从准地球轨道送入预定轨道的飞行器。上面级飞行器先由运载器送入准地球轨道。 |
| 空间实验装置： | 比航天器装配级别低的产品，它可以是航天器的一部分或是能执行某种任务的有效载荷。 |
| 航天器： | 由能完成空间工作任务的分系统和组件组成。航天器可以是在轨道上运行的飞行器或是连接在运
载器或上面级上完成空间任务的有效载荷。 |
| 正样飞行器： | 用于飞行的运载器、上面级和航天器。 |
| 系统： | 能够执行或支持一项工作任务的设备、技术和技术人员的组合。 |
| 发射系统： | 能将一个或多个航天器发射入轨的设备、技术和技术人员的组合。包括正样飞行器及有关设施、地
面设备、材料、软件、程序、辅助装置及所需操作人员。 |
| 在轨系统： | 航天器在轨道运行所需的设备、技术和技术人员的组合。包括航天器、航天控制与通信网络及有关
的设施、地面设备、材料、软件、程序、辅助装置及所需操作人员。 |
| 空中保障设备： | 装于正样飞行器内，在发射与轨道运行过程中为航天器或上面级提供保障功能和接口的设备。包括
为正样飞行器提供结构、电工与电子以及机械接口的硬件和软件。 |
| 关键组件： | 失效后影响系统运行，使之不能完成飞行任务或不能全部完成飞行任务的组件，或是对发射场安全
十分重要的组件。 |
| 研制试验件： | 专门用来获得设计和试验数据的飞行器模型、分系统或组件。包括工程试验模型、热试验模型、结
构静力学与动力学试验模型。 |
| 火工品装置： | 使用炸药工作时产生的能量来执行和启动某一机构动作的装置。 |
| 机械活动组件： | 完成飞行器上一个机械零件相对于另一个机械零件运动的机械或机电装置。如：万向节、作动筒、
消旋与分离机构、阀门、泵、马达、止动销、离合器、弹簧、阻尼器、轴承等。 |
| 最高和最低预示温度： | 产品在工作寿命期间的所有工作模式下，可能经受的最高温度和最低温度。这些温度是由分析确定
的极端温度上高温加上热不确定余量、低温减去热不确定余量得到。分析确定的极端温度(高温和低温)
是由热模型预示，并考虑了仪器工作、内部加热、飞行器飞行姿态、太阳辐射、星蚀条件、上升段加热、
下降段加热以及使用寿命期间热表面特性下降等各种因素最坏组合情况下的影响。
对于航天器和上面级，分析模型应用热平衡试验的结果来验证，热平衡试验包括冷和热的最恶劣温
度条件下的各种试验工况。即使用热平衡试验验证了用分析确定的极端温度，也应在极端温度上加上热
不确定余量。热不确定余量是考虑一些参数的不确定性，如，复杂的角系数、表面特性、辐射环境、连
接部位的热传导、热试验中热边界条件的不真实性。被动热控和主动热控的热不确定余量是不同的。 |
| 被动热控分系统余量： | 对于在轨飞行没有热控或仅有被动热控的组件，在分析模型未经验证前建议热不确定余量最小为
17℃。对于航天器和上面级，在分析模型用飞行器热平衡试验结果验证后，热不确定余量为 11℃。如
果 17℃的余量使得航天器和上面级设备的重量和功率明显增加，可以将 17℃减到 11℃。
对那些运行条件或环境条件有很大不确定性的组件，或者不要求做热平衡试验的组件，热不确定余
量可以大于上述值。如运载器的热屏蔽、外隔热层、装在尾裙内的组件。
在－70℃以下工作的被动低温分系统的热不确定余量可以减到表 1 中列出的数值。
|
| 主动热控分系统余量： | 如果热设计采用了主动热控，对于最高和最低预示温度至少应该有 25%的多余的控制能力作为热
不确定余量。如使用 100W 比例式控制加热器，它应在低于 80W 的条件下工作，使用开关式加热器，
它应有低于 80%的持续工作负荷周期，以保持该组件最低预示温度。如果分析预示的组件温度有 11℃
变化会造成主动热控的组件温度超过允许的温度范围时，应验证有超过规定的 25%的多余的控制能力。 |
| 振动、声和冲击环境的统计估计： | 鉴定试验和验收试验的振动、声和冲击环境是以统计预示谱值为依据。鉴定试验用的极限预示环境
值是指用 90%置信度估计在至少 99%的飞行次数中不会被超过(P99/90 值)。验收试验用的最高预示环
境值是指用 50%置信度估计在至少 95%的飞行次数中不会被超过(P95/50 值)。进行统计估计时假定了
各次飞行之间的变化符合对数正态分布，并有 2dB 的标准偏差，除非证明它服从其它假设。
假设各次飞行之间的变化是对数正态分布的。则不超高 C 百分位置信度下 P 百分位概率的估计值为：
如果地面试验可以得到真实的飞行环境(如发动机地面试车、火工品起爆)，并有足够的有用的试验
数据，可以用试验数据作出统计分布，然后用此分布求出 P99/90 和 P95/50。
对运载器、上面级飞行器和航天器应分区来确定极限预示谱和最高预示谱，对特定的组件可专门确
定预示谱。 |
| 极限和最高预示声环境： | 由运载器起飞、动力段和再入段飞行期间在飞行器外表面产生的脉动压力环境引起的飞行器外部和
内部的声环境。极限和最高预示声环境相应为 P99/90(鉴定级)和 P95/50(验收级)值。声环境试验谱根
据 1/3 倍频程中心频率 32Hz～10000Hz 频率范围来规定。最高预示声环境的持续时间是总幅值不低于
最高总幅值 6dB 的时间总和。 |
| 极限和最高预示随机振动环境： | 由声环境激励及运载器发动机工作时燃烧不稳定引起的飞行器组件的随机振动环境。声环境激励通
过空气和机械结构路径传递。极限和最高预示随机振动环境相应为 P99/90(鉴定级)和 P95/50(验收级)
值。随机振动环境是在 20Hz～2000Hz 频率范围内根据 1/6 倍频程(或更窄)分析带宽的功率谱密度来规
定。对于不同的组件安装区域或不同的轴向可能需要不同的谱。组件的振动量级是根据地面声试验或飞
行期间组件连接点处所作的振动响应测量确定。最高预示随机振动环境的持续时间是总幅值不低于最高
总幅值 6dB 的时间总和。 |
| 极限和最高预示正弦振动环境： | 由重要的飞行瞬态事件(如，运载器起飞、发动机点火和关机、跨声速和最大动压飞行、风载荷、
飞行器分离等)引起的，或是旋转机械的周期激励、或是 POGO(结构和推进动力学相互作用)、颤振(结
构动力学和空气动力学相互作用)和燃烧的不稳定引起的飞行器组件的正弦振动环境。地面运输期间由
于车辆轮胎和悬挂系统的谐振响应也可产生周期激励的正弦振动环境。极限和最高预示正弦振动环境相
应为 P99/90(鉴定级)和 P95/50(验收级)值。正弦振动环境的频率范围，对于飞行激励，频率范围为 5Hz～
2000Hz，对于地面激励，频率范围为 0.3Hz～300Hz。 |
| 极限和最高预示冲击环境： | 由飞行器的火工品装置点火引起的飞行器组件的结构冲击响应环境。产生的结构响应加速度是复杂
的衰减的正弦波叠加而成，衰减的正弦波在 5ms～15ms 将衰减到它们最高加速度的百分之几。
冲击环境是用许多单自由度系统响应确定的最大绝对冲击响应谱来规定的。一般 Q＝10，Q 是小阻
尼系统在谐振频率处的加速度放大因子。该冲击响应谱是在 100Hz～10000Hz 频率范围内以 1/6 或更窄
的频率间隔来确定。极限和最高预示冲击环境相应为 P99/90(鉴定级)和 P95/50(验收级)冲击响应谱值。 |
| 爆破系数： | 乘在最高预示工作压力上的系数。 |
| 设计爆破压力： | 充压组件在规定的工作环境下能够经受而不发生破裂的最大试验压力。设计爆破压力等于最高预期
工作压力乘以爆破系数。鉴定试验中用爆破压力试验验证充压组件设计的合理性。 |
| 设计安全系数： | 在对结构强度或稳定性设计分析中，用于考虑材料特性、设计方法和制造工艺等方面的不确定性，
乘在最大使用载荷上的系数。一般规定了二种设计安全系数：屈服设计安全系数和极限设计安全系数。 |
| 极限设计载荷： | 结构在适当的工作环境下能够经受而不发生断裂或失稳的载荷或载荷组合。极限设计载荷等于最大
使用载荷与极限设计安全系数的乘积。 |
| 屈服设计载荷： | 结构在适当的工作环境下能够经受而不发生有害变形的载荷或载荷组合。屈服设计载荷等于最大使
用载荷与屈服设计安全系数的乘积。 |
| 最大使用载荷： | 结构在它的工作寿命期间在所有预期的工作或使用条件下预料会作用在结构上的最大载荷或载荷
的组合。如果统计估计值适用，最大使用载荷是预计至少在 99%飞行次数的飞行中，用 90%置信度估
计时不会被超过的载荷。 |
| 最高预期工作压力： | 充压组件在使用寿命期间所经受的最高表压，包括了压力最大损耗、由于飞行器准稳态和动态加速
度产生的液压头、水锤、晃动、压力瞬变及震荡、温度以及调节器或减压阀的运行变化等效应。 |
| 最高预示加速度： | 由准稳态加速度、声振环境及对重要的瞬态飞行事件(如，运载器起飞、发动机点火和关机、跨声
速和最大动压飞行、风载荷、飞行器分离等)的动态响应组成的加速度环境，用于结构载荷分析和试验。
上述瞬态飞行事件对主结构产生的载荷频率范围低于 100Hz，振动和声环境对次级结构产生的载荷频率
范围低于 300Hz。
最高预示加速度在三个相互正交轴的每个轴的正负方向进行预示。如果统计估计值适用，最高预示
加速度是预计在至少在飞行次数的 99%的飞行中，用 90%置信度估计时不会被超过的加速度(极值)。 |
| 充压组件： | 在充压分系统中使用的内部充有压力的组件，如管路、接头、阀门、压力调节器、泵及蓄压器等。
充压组件不包括压力容器、推进剂贮箱、固体火箭发动机壳体以及用玻璃材料制成的充压组件。 |
| 压力容器： | 在以下一种或几种情况下使用的贮存充压气体或液体的结构部件：
a) 根据理想气体绝热膨胀，含有 19309 焦耳或更多的贮存能量。
b) 经受大于 689.5kPa 的最大工作压力。
c) 含有压力大于 103.4kPa 的对人和设备有害的充压气体或液体。 |
| 充压结构： | 能承受内部压力和飞行器结构载荷的结构。如，运载器推进剂贮箱。 |
| 充压分系统： | 由压力容器或充压结构或由二者再加上充压组件构成的分系统，不包括该分系统工作所需的电子或
电气设备。 |
| 检验试验系数： | 乘在最大使用载荷或最高预期工作压力上，以得到检验试验中所使用的检验载荷或检验压力的系
数。 |
| 检验试验： | 用于检验飞行结构件完整性和制造工艺及材料质量的试验。 |
| 结构件： | 能够承受和传递力载荷或对飞行器总装有精度要求的机械组件，包括飞行器主结构、次级结构和总
装结构支架。 |
| 污染允许量： | 对产品的性能、可靠性或工作寿命有不利影响的污染量最高限值。污染主要包括尘粒污染、有机污
染。 |
| 微放电： | 真空中二个分开的表面之间的射频电场所产生的一种真空放电现象，又称为电子二次倍增效应。出
现电子二次倍增效应时，电子通过微放电的二个表面之间距离的时间是加在二个表面上的交流电压半周
期的奇数倍。该效应需要一个电子冲击一个表面来激发，并需要在每个表面上有一个或更多的二次电子
发射维持这种效应，它能在压力小于 6.65Pa 下发生，在压力小于 1.33×10－2Pa 下稳定。 |
| 工作模式： | 产品在它的工作寿命期间可能发生的所有工作方式或条件的组合。如工作状态、指令模式、读出模
式、姿控模式、冗余管理模式、安全模式。 |
| 鉴定余量： | 在预期的工作寿命期间包括验收试验在内的环境条件上所要增加的量。该余量可以包括量值或范围
的增加，暴露持续时间或循环次数的增加，以及其它严酷度的适当增加。环境鉴定余量是用来在单件鉴
定产品上验证它能满足所有以下要求的能力：
a) 允许由于在零件、材料性质、尺寸、工艺及制造方面的合理差异而造成飞行件与鉴定件之间在
坚固性及功能方面的差别。
b) 飞行产品在工作使用前经受规定的验收试验最高量值后不会产生过分的性能下降(如疲劳、磨
损、材料性能或功能的损失)。
c) 能满足用统计方法表示的 P99/90 飞行极端条件估计值下的要求。 |
| 相似性鉴定： | 对产品 A 的鉴定能够用产品 B 的鉴定数据来证明，则称产品 A 按产品 B 相似性鉴定。 |
| 工作寿命： | 产品从制造完成开始经历的验收试验、装卸、贮存、运输、发射前试验、发射、轨道运行、由轨道
返回或回收、整修、再试验、以及可能再次使用的全部时间历程。 |
| 温度稳定： | 对于稳态热平衡试验，当具有最大时间常数的组件温度与由试验温度外推确定的温度稳态值相差不
大于 3℃，且温度变化率小于 1℃/h，或在连续 4h 内温度值变化不超过±0.5℃范围，或温度值单调变化
率小于 0.1℃/h。
对于热循环和热真空试验，除非另有规定，当组件监视点温度已到达规定的试验温度允许偏差范围
内时，并在前 1 小时温度变化已经小于 1℃/h。 |
| 试验异常： | 指试件在试验过程中发生的不满足规范要求的功能或结构反常现象。试验异常可能是暂时的非重复
性的反常现象，也可能是永久性损坏。试验异常包括与工作性能有关的异常、提前工作、未能在规定时
刻运行或终止运行以及试件特有的其它异常现象。
试验异常可能由试件也可能由试验设备、测试仪器、测试软件、供电等原因引起。 |
| 热浸持续时间： | 组件在热循环试验温度范围的高温端和低温端工作时使它的安装底板温度连续保持在规定试验温
度的允许偏差范围内并保持温度稳定的时间。 |