| 元器件(零件)： | 它是一个单件,或是由两个或更多个单件相连接而成,它们被拆开后其没计用途一
般就被破坏或受到损害。例如:电阻、集成电路块、继电器、滚珠轴承。 |
| 部件： | 部件是包含两个或更多个元器件(零件)的单元,它们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,齿轮组。 |
| 组件： | 组件是具有某种功能的产品,从制造、维修或记录的目的来看可视为一个完整及独
立的整体。例如:液压作动筒、阀门、蓄电池、电缆束、发射机。 |
| 分系统： | 它是许多功能上相关组件的组合,它由两个或更多个组件组成并可能包括电缆或管
道之类的连接件,以及安装这些组件的支承结构。例如:电源、姿控、遥测、热控和推
进分系统。 |
| 飞行器： | 章中所定义的飞行器可以按情况称之为一次使用的或可回收的。 |
| 运载器： | 运载器由正样飞行器的一个或多个下级火箭组成,它能发射顶级飞行器及航天器上
天,通常是进入一亚地球轨道轨迹。在发射阶段用来保护航天器,或者还包括顶级飞行
器在内的整流罩,常被认为是运载器的一部分。 |
| 顶级飞行器： | 是正样飞行器的一级或多级,它能将由运载器送人亚地球轨道的一个或多个航天器
推入轨道。 |
| 空间实验装置： | 通常是航天器有效载荷的一部分,因此亦可认为它是航天器下面一个装配级。然
而,空间实验装置可以是航天器的一个组成部分,可以是连接在航天器上执行其任务的
有效载荷,甚至是由主飞行器运送但作为自由飞行体执行某些任务的有效载荷。一台复
杂的空间设备,将它称为空间实验装置、空间仪器或是航天器,可自行决定,但所用的
名称不能影响设备或要求的分类。 |
| 航天器： | 航天器是由完整的一套分系统及组件组成,它能支持某项空间运行任务。一个航天
器可以是轨道飞行器或其主要部分,或者是连接在运载器或顶级飞行器上执行任务的一
个有效载荷。使用可回收运载器或顶级飞行器的型号所特有的空中保障设备(3.21)
被看成是航天器的一部分。 |
| 正样飞行器： | 是用于飞行的发射系统各部分的组合,即运载器,顶级飞行器及将要送入轨道的航
天器。 |
| 系统： | 系统是能够执行或支持一项工作任务的设备、技术人员及技术的组合。一个系统包
括为运行它所需的所有工作设备、有关设施、材料、软件、辅助装置及所需操作人员。
一个系统通常由系统计划办公室或负责对它进行采办的部门来定义。 |
| 组合系统： | 组合系统是在型号级运行或作运行试验所需的相互连接的多个系统。这里所指的典
型组合系统为发射系统及在轨系统。 |
| 发射系统： | 发射系统是能将一个或多个航天器发射入轨的设备、技术人员及技术的组合。它包
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： | 在轨系统是为使航天器在轨道运行所需的设备、技术人员及技术的组合。它包括航
天器、指令与控制网络、有关设施、地面设备、材料、软件、程序、辅助装置以及所需
操作人员。 |
| 空中保障设备： | 是装在正样飞行器内并在它发射与轨道运行过程中为航天器或顶级飞行器提供保
障功能与接口的设备。这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： | 所谓关键组件,是指它的损坏会影响系统运行,而使规定的飞行器目的不能达到,
使任务部分地失败,或者从发射场安全的角度来看,它的正确工作是十分重要的组件。 |
| 研制试验件： | 是专门用来获得设计和试验资料的具有代表性的飞行器、分系统或组件。这些资料
可以用来验证分析技术及假设的设计参数的正确性,发现未曾预料到的响应特性,评估
设计的更改,决定接口的兼容性,验证鉴定与验收试验的程序及技术,或确定设备是否
满足其性能规范。研制试验件包括工程试验模型、热模型、结构静力学和动力学模型。 |
| 爆炸装置： | 是装有炸药或用炸药工作的装置。弹药驱动装置是爆炸装置的一种,是使用炸药产
生的能量来执行和启动某一机械动作的机构。 |
| 运动机械组件： | 是控制飞行器上一个机械零件相对另一个零件的运动的机械或机电装置。例如:
万向接头、作动筒、消旋和分离机构、阀门、泵、马达、上动销、离合器、弹簧、阻尼
器、轴承等。 |
| 可重复使用产品： | 是可用于多次任务的组件、分系统或飞行器。可重复使用硬件的使用寿命包括所有
MIL-STD1540C
计划中的再使用、整修以及试验。 |
| 最高和最低期望温度： | 它是产品在使用寿命期间,包括所有工况,将会经受到的最高温度和最低温度
(
3.5.6)。这些温度是由分析确定的极限温度加上热不确定余量(下面将讨论)而得。
分析确定的极限温度是由热模型预示,并考虑设备工作、内部加热、飞行器指向、太阳
辐射、日蚀条件、上升段加热、下降段加热以及使用寿命期间热表面性能的下降等最恶
劣情况组合的有关效应得到。
对航天器和顶级飞行器,分析模型是用包括最恶劣的热及冷条件在內的各个工况热
平衡试验结果来验证。在分析确定的极限温度上,即使它经过了热平衡试验的验证,还
要
加上热不确定余量。热不确定余量考虑了一些参数的不确定性,如复杂的视角系数、表
面特性、辐射环境、接头热传导及地面试验模拟的不真实方面等。余量视使用被动或主
动热控而有所不同。表I列举了各种类型的热控以便于加上不确定余量。下面两节将
讨论要加的余量。
|
| 被动热控分系统余量： | 对没有热控或仅有被动热控的组件,建议在分析模型未经验证前加的最小热不确定
余量为17℃。对航天器和末级飞行器,在分析模型用飞行器热平衡试验的结果验证以
后、不确定余量可减到11℃。为避免由于附加硬件或加热器尺寸加大而引起电源分系
统的重量与功率显著增加,可将17℃的不确定余量减到11℃。
对那些运行条件或环境条件有很大不确定性的组件,或者不要求进行热平衡试验的
组件,热不确定余量可以大于上述值。对运载器,这类组件有飞行器的热屏蔽、外隔
热层、以及装在后裙内的组件等。
在-70℃以下工作的被动低温分系统的热不确定余量可减至如表II中所列值。此
外,建议取以下的热不确定性热负荷余量:方案阶段50%,初步设计45%,关键没计
评审35%,鉴定30%。 |
| 主动热控分系统余量： | 对采用温度主动控制的热设计,可以采用25%的热负荷余量代替3.3.1中规
定的热余量。该余量适用于施加最高和最低期望温度的情况。例如,对用机械恒温
器或电子控制器调节的加热器,可以用25%加热器容量的余量代替在最低期望温度
及在最低总线电压的热余量。它相当于为在该冷条件下不大于80%的工作循环。当
在分析确定的极限温度上加11℃会使主动控制组件任何部分的温度超过可接受的温
度范围时,宜验证有超过25%的控制许可余量。
对用一次使用的冷却剂或制冷机主动控制到-70℃的设计:宜在设计早期阶段将25
%的热不确定性热负荷余量增加。对这类情况,建议用下列热不确定性热负荷余量:方
案阶段50%,初步没计45%,关键设计评审35%,鉴定30%。
|
| 振动、声和冲击环境的统计估计： | 振动、声和冲击环境的鉴定试验及验收试验是以统计期望谱值为依据的。用于鉴定
试验
的极限期望环境值是指该值在至少99%次的飞行中,用90%置信度估计
(P99/90值)不会被超过,而用于验收试验的最高期望环境值是指该值在至少95%次
的飞行中,用50%置信度估计(P95/50值)不会被超过。进行统计估计时假定了各次
飞行之间的变化为对数正态分布,且有3dB的标准偏差,除非能够证明它符合别种假
设。因此,P95/50估计值高于估计的均值(即由所有飞行数据得到的谱值取对数后的
平均值)5dB。在使用N次飞行的数据来进行估计时,P99/90估计值高于P95/50估
计值2.0+3.9/N1/2dB。如果只有一次飞行数据,则假定这些数据就代表均值,P95/50
值将比它高出5dB,而P99/90值比它高出1dB。
如果地面试验产生了真实的飞行环境(例如发动机工作或爆炸装置起爆)。而且有
足够次数的试验提供数据,就可以用试验数据来确定统计分布,然后根据得到的分布来
求得P99/90及P95/50值。
刘运载器、末级飞行器和航天器宜分区来确定极限期望谱及最高期望谱。这样,
当组件在一个区内移动位置时就可不必更改其期望环境。对特定的组件可专门确定其谱
值。 |
| 疲劳等效持续时间： | 对时变飞行声或振动环境,疲劳等效持续时间是指在一次飞行中达到的最高环境值
会产生与该时变环境相同的疲劳损坏势能所需时间。对给定的飞行轨迹,等效持续时间
可以假定它与任何一次特定飞行所达到的最高环境无关。除非能证明有另外的依据,疲
劳损伤势能被认为与幅值的4次方成正比。 |
| 极限和最高期望声环境： | 飞行器外部与内部区域的声环境来自火箭推进及空气动力激励。声环境是用1/3
倍频程中心频率的压力谱(以dB为单位,相对于2x10-5Pa)来表示的,频率范围
至少为31至10,000Hz。对时变环境,用于试验的声谱为相互重叠至少50%的一系列1
秒时间段所得各段谱值的包络。如要用较长的时间段,必须证明这样做不会使谱的时
变特性受到过分的平滑(即有大的偏移误差)。极限和最高期望声环境(按3.3.2
相应地为P99/90和P95/50值)为相应的鉴定和验收试验谱的基础,但不能低于最低
的制造质量试验谱。相应的持续时间为飞行中疲劳等效持续时间(3.3.3)。 |
| 极限和最高期望随机振动环境： | 在组件结构连接处诱发的随机振动环境来自声和气动激励的直接及间接作用,来自
燃烧过程的不稳定,以及机械诱发的随机干扰。随机振动环境是用加速度谱密度以g2
/
Hz为单位来表示(通常称为功率谱密度或PSD),频率范围至少为20到2000Hz。
对时变环境,用于试验的PSD谱为相互重叠至少50%的一系列1秒时间段所得各段谱
值的包络。如要用较长的时间段,必须证明这样做不会使谱的时变特性受到过分的平滑
(即有大的偏移误差)。此外,分辨带宽不能大于1/6倍频程,但并不要求小于5Hz。
极限和最高期望振动环境(按3.3.2相应地为P99/90和P95/50值)为相应的鉴定和验收
试验谱的基础,但不能低于最低的制造质量试验谱。相对应的持续时间为飞行中疲劳等
效持续时间(3.3.3)。 |
| 极限和最高期望正弦振动环境： | 在组件结构连接处诱发的正弦振动环境可以是来自旋转机械的周期激振及包括
POGO(结构和推进动力学相互作用)在内的不稳定,颤振(结构动力学和空气动力学
相互作用)或燃烧。周期激振也可以在地面运输时发生。正弦振动环境是用加速度幅值
以g为单位来表示,频率范围是振幅较为显著的频带,也就是其加速度幅值大于0.016
乘以频率值(Hz)。这是根据振动作用在Q值为5。的单自由度系统时其响应速度幅
值为1.27m/s(50ft/s)而求得的。分辨带宽不宜大于所存在的最低频率正弦分量的10%。
极限和最高期望正弦振动环境(按3.3.2相应地为P99/90和P95/50值)为相应的鉴定和
验收试验谱的基础。相关联的持续时间为疲劳等效持续时间(3.3.3),包括飞行和运
输。 |
| 极限和最高期望冲击环境： | 冲击瞬态环境是由于展开、分离、碰撞及释放等事件而引起的载荷突然施加或消失
所造成的。这些事件通常使用爆炸装置而产生爆炸冲击环境,它表现为一高频加速度瞬
变量而且一般在5到15ms內衰减掉。冲击环境是用冲击响应谱以g为单位来表示,该
响应谱是根据在一理想的、粘弹性阻尼单自由度系统内诱发的最大绝对加速度或等效静
加速度推得的。对爆炸冲击或相当的冲击扰动,其自振频率范围宜至少是10到
10,000Hz,分析区间不大于1/6倍频程,采用的共振放大系数(Q)取10。极限和最
高期望冲击环境(按3.3.2相应地为P99/90和P95/50冲击响应谱值)相应地为鉴定和
验收试验谱的基础。 |
| 爆破系数： | 是乘在最高期望工作压力上的系数,目的是得到设计爆破压力。爆破系数与极限压
力系数同义。 |
| 设计爆破压力： | 是充压组件在适当的工作环境下应能承受而不会破裂的试验压力。它等于最高期望
工作压力乘以爆破系数。 |
| 设计安全系数： | 是在设计分析中使用的一个相乘的系数,用于考虑材料特性、设计程序和制造工序
中的不确定性。设计安全系数亦简称为安全系数。一般规定了两种设计安全系数:设计
屈服安全系数和设计极限安全系数。 |
| 设计极限载荷： | 是结构在适当的工作环境下应能承受而不致破裂或损坏的载荷或载荷组合。它等于
最大使用载荷与设计极限安全系数的乘积。 |
| 设计屈服载荷： | 是结构在适当的工作环境下应能承受而不会发生有害变形的载荷或载荷组合。它等
于最大使用载荷与设计屈服安全系数的乘积。 |
| 最大使用载荷： | 是指结构在其使用寿命期间(3.5.6)经受到的并与适当的工作环境相结合作用于
结构而对它产生设计或极限载荷条件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在至少在99%次的飞行中,用90%置信度估计时不会被超过的载
荷。 |
| 最高期望工作压力(MEOP)： | 是充压分系统内一件产品在其使用寿命期间(3.5.6)所要经受的最高表压,而且
在与运行环境相结合作用下仍能保持它的工作能力。最高期望工作压力与最大使用压力
或最大运行压力(MOP)或最大工作压力(MWP)是同义的。这里所包括的效应有:最大空
隙容积压力、由于飞行器准稳态及动态加速度产生的液压头、水锤、晃动、压力瞬变及
振荡、温度以及调节器或减压阀的运行变化。 |
| 最大预示加速度： | 为结构载荷分析和试验而定义的最大预示加速度(它的极限值)乃是由准稳态加速
度、声振环境、以及对一些重要瞬态飞行事件如起飞;发动机点火及关机;跨声速及跨
越最大动压;阵风:还有飞行器分离等动态响应的组合作用来确定的。对由上面指出的
瞬态事件产生的结构载荷所考虑的频率范围在50Hz以下,而对由于振动及声环境产生
的二次结构载荷是在300Hz以下。最大预示加速度要对三个相互正交轴每个轴的正负
两个方向都进行预示。如果统计估计值适用,则最大预示加速度是预计至少在99%次
飞行中,以90%置信度估计不会被超过的加速度值(P99/90)。 |
| 工作挠度： | 指在工作时使结构(例如由于发动机推力矢量平衡、温度差、飞行加速度、机械振
动)产生的挠度。 |
| 压力部件： | 是充压分系统中的组件,但不包括压力容器,它在结构上主要是按工作压力来设计
的。例如管路、管、接头、阀门、波纹管、软管、调节器、泵及蓄压器等。 |
| 压力容器： | 是主要用于贮存充压液体的结构部件,它还适用于以下一种或几种情况:
a.
根据理想气体绝热膨胀含有19310J或更多的贮存能量。
b.含有会危害人或设备的气体或液体,如释放出来会造成不幸(事故)。
c.
可能经历大于690kPa的设计最大使用压力。 |
| 充压结构： | 是指设计能同时承受内压及飞行器结构载荷的结构。典型的例子是运载器的主推进
剂贮箱。 |
| 充压分系统： | 由压力容器(3.4.1)或充压结构(3.4.12),或由两者再加上压力部件组成
(3.410)。但不包括为该分系统操作所需的电的或其它的控制组件。 |
| 检验系数： | 乘在最大使用载荷上或最高期望工作压力上的因子,由此得出在检验试验中所用
的检验载荷或检验压力。 |
| 检验试验： | 是用来检验组件或部件结构完整性,或是为了确定安全寿命而判断最大可能缺陷尺
寸进行的验收试验。检验试验是要证明不存在损坏或有害的变形,因而有满意的工艺和
材料质量。如适用,检验试验载荷及压力要补偿试验和设计温度之间材料特性的差异。 |
| 结构部件(： | 一个机械组件如果它的主要功能是要承受载荷或保持调准可以认为是一个结构部
件。 |
| 正常环境： | 地面试验的正常环境是指通常的室內环境,它规定为:温度23±10℃、大气压力
为101+2-23kPa、相对湿度为(50±30)%。 |
| 污染允许量： | 是指对产品的规定性能、可靠性或寿命期望值有不利影响的污染颗粒尺寸、或污染
度的量值。 |
| 工况： | 一个组件、装置、分系统或系统的工况是指在其工作寿命期间间(3.5.6)可能发生
的所有工作技术状态或条件的组合。例如:功率条件、指令模式、读出模式、姿控模式、
冗余管理模式、安全模式、以及自旋或消旋条件。 |
| 其它试验： | “其它的”试验是指在根据情况逐项分析其效益的基础上可能需要作的试验。宜考
虑特定试验产品的特性和用途的特殊要求。如果经过评估证明一项“其它的”试验是有
效的,则在此种情况下它就成为“要求的”(10.213)试验。一般来说,“其它的”试验
是一些独特的试验,所以要求作的概率较低。 |
| 鉴定余量： | 环境鉴定余量是在期望的使用寿命期间(3.5.6)包括验收试验在內的环境条件上
所要增加的量,以证明在设计及其实现中存在适当的竖固性。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.能允许由于在零件、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工作能力方面的差别。
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.能满足在极端飞行条件下的要求,这种条件用统计方法来表示为P99/90的估计
值(3.3.2,3.4.8)。 |
| 使用寿命： | 一件产品的使用寿命始于制造完成并经历所有的验收试验、装卸、贮存、运输、
发射前试验、发射的所有阶段、轨道运行、配置、由轨道返回或回收、整修、再试验、
以及可能要求的或规定的再使用。 |
| 温度稳定： | 对热循环试验和热真空试验,当组件基板的温度已处于规定试验温度的允许试验允
差内(4.6),同时在30分钟内其温度变化率低于每小时3℃、则认为该组件达到了温
度稳定。对稳态热平衡试验、当具有最大热时间常数的组件温度与由武验温度外推确定
的稳态值相差不大于3℃,其温度变化率低于每小时1℃,则认为达到了温度稳定。 |
| 试验异常： | 是指在试验过程中发生的功能或结构反常现象,它可能表明试件不满足规范要求。
试验异常可能是暂时的,非重复性的反常现象:也可能是以预计到的方式对给定的试验
环境及功能试验激励的组合所发生的永久性损坏。试验异常包括与工作性能相关联的异
常、提前的动作、未能在规定时刻运行或中止运行以及产品特有的其它异常现象。
试验异常可能是由于试件的损坏,或是由于某些非有意的原因如试验设置、测试仪
器、电源、试验程序、或所用的计算机软件等引起。 |
| 试件损坏： | 试件损坏定义为在受试产品中由于设计、制造工艺或质量缺陷而引起的试验异常。
任何试验异常都被认为是试件的损坏,除非能确定是由于某些非有意的原因造成。 |
| 热浸持续时间： | 组件在热循环热端或冷端的热浸持续时间是指组件在工作,同时它的基板一直保持
在规定试验温度的允许允差范围内的时间。 |