简介：介绍了直纹面造型方法的数学关系，特点及其在工程上的应用，并对其计算程序作了介绍。

简介：用于未来运载器芯级发动机上的双钟型喷管较好解决了简化生产工艺和提高发动机综合性能之间的矛盾,由于其扩张段型面不连贯性而具有两种最佳工作环境。然而要获得此性能必须深入研究以设计效率最高喷管型面,并确保在两工作模式的过渡期间不会产生过大结构应力危险。流场计算是认识双钟型喷管气流特征的有效工具。文章介绍了流场分析时可能遇到的几个数学问题,特别是网格划分方案及湍流模型对计算气流分离点位置的影响。此外分析了与喷管型面选择有关的几种流场物理特性。

简介：本文通过简介系统安全工程的概念、历史及发展趋势,以及系统安全工程的核心——危险分析方法,启示我们如何借鉴国外在航天产品研制中的经验,做好航天产品研制中的安全性评估工作,预防航天产品研制过程中的事故,保证各项任务的顺利完成。

简介：为探讨高湍流度格栅的几何设计方法,采用基于非结构网格的大涡模拟方法,以单平面格栅为研究对象,计算分析了不同格栅稠度、几何形状、来流雷诺数及表面粗糙度下,格栅后湍流度、各向同性特征沿流向的变化。结果表明,格栅稠度对各向同性湍流度基本无影响,稠度增加能增加格栅初始湍流度;存在优化的格栅形状、与格栅尺寸变化相关的来流雷诺数及格栅表面粗糙度,能改善湍流各向同性特征,进而提高格栅湍流度。

简介：本文阐述了承受气密载荷机身壁板强度研究的特征。研究了气密使用载荷的确定原理和气密设计载荷的确定方法，并对使用载荷和设计载荷进行了实例演算。根据机身壁板长桁和框与蒙皮的位置关系，研究了蒙皮纵向应力和环向应力的计算方法，给出了试验应变和应力的转换关系，分析了影响蒙皮应力的关键因素。完成了包含载荷施加、试验件变形、试验方案、试验装置、试验结果分析在内的气密载荷试验方法研究，试验证明该方法是正确的和工程可行的。形成气密载荷设计、分析及试验验证的强度技术，可为机身壁板气密载荷试验方案制定和夹具设计提供参考。

简介：主要分析了塑料材料的老化机理，介绍了塑料材料的几种人工加速老化试验方法。分析研究了塑料及其制品的使用、贮存寿命及人工加速老化与自然老化的相关性，研究分析了依据塑料材料的多项力学性能变化来判断其老化失效的可行性。

简介：老龄飞机结构（机身、机翼）大多数破坏为多处损伤所致。因此，及时发现多处损伤成为保证飞机飞行安全的关键问题之一。为了弄清飞机主要结构多处损伤发生过程及如何检测、维修及维修后寿命，我们做了加筋板多处损伤疲劳裂纹预制试验，并对试验结果做了一定分析，为飞机结构检修周期的制定提供一定参考依据。

简介：给出了一种基于EIFS分布的概率耐久性/损伤容限及破坏危险性综合分析方法。该方法利用裂纹扩展模型直接确定EIFS分布并避免进行断口金相分析。对于检查维修后的使用间隔的裂纹尺寸分布可用维修后经过修正的EIFS分布表示。并给出了在给定的检修间隔时破坏危险性计算。

简介：为了满足某型号试验机翼大变形加载要求，采用两个作动筒串联加载解决作动筒行程不足问题。在试验过程中，串联作动筒过渡期（过渡期即一个作动筒活塞杆已收完、另一个作动筒活塞杆开始收）出现了较大冲击载荷，试验系统超限保护。本文分析了作动筒串联加载冲击载荷形成的原因，提出了解决措施。该措施已在试验中得到验证。

简介：在国内外发动机稳定性评定技术的基础上,分析研究了发动机的可用稳定裕度应等于或大于多个降稳因子的需要稳定裕度之和.其中包括批生产和翻修后发动机制造、装配公差对喘振裕度的影响.基于这种认识,参照第三代发动机的使用实践,提出了批生产试车和翻修后发动机试车的失速边界的验收方法.即在畸变条件下发动机在稳定工况及遭遇加速"bodie”加速操作时检查稳定性的方法和验收准则.此外也提出了控制发动机试车质量的技术途径.

简介：商业及科研应用的小型卫星需要费用低的推进子系统。一般而言,这类推进系统仅用于通过反作用飞轮来完成轨道嵌入、轨道控制及姿态控制的飞行任务。这就允许贮箱采用简化的推进剂管理装置（PMD）。本文介绍这种推进剂管理装置的设计及研制方法。推进剂贮箱应该是具有较低费用的装置。它是利用叶片作为推进剂管理装置的全焊接钛结构,贮存30kg肼（N2H4）。这种推进剂管理装置没有活动件,毛细功能组件较少,因此,它能够确保贮箱重量轻,结构简单和费用较低。在低重力和推力室连续工作产生的低加速度条件下,这种叶片式表面张力贮箱能够提供所需要的不含气泡的推进剂。研制工作主要集中在叶片式管理装置,它的关键之处是性能及动态特性。由于重力作用,这种管理装置的主要困难是不能在地面进行试验。因此,必须通过模型及低重力试验来验证。建立稳态及瞬态模型,有助于模拟贮箱在不同流量及推力室工作产生的加速度、瞬态过程时的排液情况。依据相似准则,用中性浮力试验来模拟低重力环境。这种试验最大的好处是没有时间限制,所以能够完成一个完整的排液过程。模拟件设计要考虑模拟液与模拟件的接触角代表了氮/肼/钛的接触角。所有的分析及试验圆满完成,证明这种推进剂营理装置具有满意的性能。

简介：采用神经网络对航空发动机的关键参数进行建模,然后通过Johnson分布体系将建模残差数据转化为正态数据,确立了固定阈值的计算方法。针对固定阈值在参数异常诊断中暴露出的虚警和阈值带宽偏离问题,通过在固定阈值的基础上实现阈值的自适应,减少了虚警现象,且使阈值带宽在局部更为紧凑,检测效果良好。该方法可用于飞行试验中提前识别发动机工作中的异常现象,提高飞行试验的安全性和效率。

简介：研究了整体壁板结构的维修性，查阅了国内外维修方法，给出了合理的维修方法，正确设计了整体壁板维修板。

简介：美国国家航空航天局/喷气发动机实验室(NASA/JPL)飞往土星的凯瑟林飞行器将于1997年10月发射,利用4年时间到达行星轨道,然后于2004年抵达土星表面。该飞行器主推力矢量及姿态的控制由凯瑟林推进组件子系统(C—PMS)提供。此系统将使用大量军用高温常闭阀(NC)以完成未来11年持续飞行(MMD)的艰巨重任。这种高温阀应具备在未接到动作指令时,一直可使流动介质隔开的功能;而一旦打开,该阀应不妨碍介质流通且可防止内部介质泄满至阀外。为使外泄漏量满足飞行器行星飞行任务的要求,在仿Viking设计基础上对设计细节加以改进。本文提供的就是经过质量鉴定的设计解决办法;另外,它还提供了一种对作动后检漏的先进技术,此技术可更好地用来测试阀体内主要金属对金属间的气体内泄漏.

简介：介绍了火箭发动机中的阀门部件在性能试验过程中,铝质零件的螺纹接嘴部位阳极化层的局部脱落问题及对此进行的技术分析,详细介绍了解决问题的方法及注意事项,解决了长期困扰在生产单位面前的难题,为提高军工产品质量及可靠性做出了贡献.

简介：对常用的管道流阻计算经验公式如何应用在燃气轮机进气系统中作一全面分析。由于进气系统的复杂性，至使管道的结构形式与常用的经验公式以及所给的手册数据往往不相适应。为了利用过去的成果以及减小新试验的费用，阐述了适用于进气系统的流阻计算方法，并分析了不同结构应用书本上的公式所产生的误差，找到了一条与实践相结合的途径。

简介：介绍了在ABAQUS平台下三维结构渐进式破坏分析方法及流程，应用VB语言编写了数据输入窗口，将断裂准则所需参数以固定格式写入数据文件，并利用Python语言编写的FCFA插件将数据输入窗口链接到ABAQus／CAE界面上，实现了在ABAQUs／CAE平台下完成整个分析流程。通过初步应用，验证了该流程的实用性。

简介：提出了一种振动疲劳寿命预计的简便处理方法。在有适用的结构材料疲劳S—N曲线的情况下，利用计算或试验测得的构件临界部位的响应功率谱密度曲线，根据疲劳损伤量等效原则和疲劳损伤可“累积”原则折算所对应的疲劳损伤量。这种算法计算的宽带随机应变响应所对应的疲劳损伤量与折算所需的园频率ω0无关，避免了在计算宽带随机应变响的疲劳损伤时，需要根据工程经验人为地确定一个表征循环次数的频率值。

简介：本文基于多点约束的力学机理，对原始飞机结构模型的载荷施加形式进行等效，将NASTRAN模型中施加在RBE3主动点的载荷直接以集中载荷形式加在被动点（翼面节点）上。利用编写的处理程序对选出的工况进行处理，并对比了等效前后模型的总力、总力矩、最大应力值，及翼尖最大位移。可以看出，等效前后力、矩平衡，位移值大小一致，等效前后模型刚度保持不变。

简介：通过对内窥镜检测技术的归纳、分析，并根据液体火箭发动机的结构特点和常见缺陷情况，提出了采用制作、积累缺陷样件，将内窥镜检查技术与计算机技术相结合的方法，实现对发动机内表面缺陷及多余物的定性、测量的实验方案。在试验基础上，对各种内表面缺陷在内窥镜中的形貌特征及判断方法进行了描述，并根据多组试验数据，制作了内窥镜检查的缺陷尺寸对比曲线。同时介绍了该方法在液体火箭发动机各重要零、部、组件上的应用情况。