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：BR700系列发动机的10级高压压气机设计具有典型的民机构型，同时具有自身的特征。转子一分为二，前6级钛合金盘鼓采用电子束焊接成组件，后4级盘鼓与后鼓筒轴采用高温合金焊接成组件。前机匣为水平对开结构，后机匣为双层结构。叶片设计采用了带飞翼防泄漏结构的周向燕尾榫头转子叶片，及悬臂静叶。通过对BR700系列发动机研制及其高压压气机设计历程的介绍和高压压气机结构的解析，可加深对国外高压压气机结构设计技术的了解和吸收，促进国内结构设计技术发展，助推国内大发动机研制。

简介：在严峻的竞争形势下，欧洲的飞机工业要求降低开发和使用成本。实现这一目标，欧盟加大了对复合材料加筋结构后屈曲设计技术研究的支持力度，在第五、第六和第七框架计划下开展了一系列相关研究项目。本文着重介绍POSICOSS、COCOMAT、DESICOS等项目的研究、目标、工作描述及成果，理出了欧洲未来复合材料加筋壁板的后屈曲分析的新概念，并指出了这些项目带给我们的启示。

简介：本文设计了一种基于压电元件的频率自适应动力吸振器，通过施加预应力改变结构弹性元件的刚度，实现了频率在线可调，利用有限元仿真分析其振动控制频段。为了验证吸振器的振动控制效果，选取典型飞机壁板进行试验，结果表明：频率自适应动力吸振的设计可行有效，在其设计频率处能有效的控制壁板振动，大大提高了工程应用价值。

简介：采用MBD（ModelBasedDefinition）技术，以Pro／E和Intralink为协同设计平台，首次实现了液体火箭发动机的全三维数字化模型设计。通过将设计、工艺、材料和制造等相关信息包含在三维模型中，并将三维模型电子分发下厂，实现了用MBD模型完全取代传统研制模式中的二维图纸；同时基于MBD模型实现了三维仿真和装配过程分析，减少了方案反复。结果表明采用MBD技术的三维模型设计可显著提高产品研制效率，并为三维数字化制造奠定了坚实基础。

简介：简要介绍了复合弯掠定制叶型技术及其特点，论述了将该技术应用于对旋风机改型设计的工程实例。风机改型设计结果表明，该技术的应用，使对旋风机的效率及喘振裕度明显提高，叶片厚度和重量都有较大的减小。该实例验证了基于航空发动机高压压气机设计体系的复合弯掠定制叶型技术，在低速对旋风机设计中也具有良好的实用性和有效性。

简介：密封制造工艺技术中心是航天科技集团第六研究院唯一的密封技术专业支撑机构，主要承担航天橡塑密封及金属密封机理研究、密封设计与制造、密封材料研制等任务。为进一步贯彻落实航天科技集团公司和航天六院工艺振兴计划，重点围绕型号需求和技术发展，搭建密封技术交流平台，开展技术交流活动，充分发挥技术创新。

简介：从复合材料结构设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发，讨论了按NASA标准得到的CAI值与它们的关系，指出了传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能。且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性要求和作者的试验研究，和对国外文献总结的基础上，提出复合材料抗冲击性能的评定应包括损伤阻抗和损伤容限两方面。大量的试验数据证实复合材料层压板抗冲击性能存在拐点现象，在对拐点附近复合材料层压板的破坏机理研究基础上，建议用拐点附近的性能建立复合材料层压板抗冲击性能的评定体系，即可以用表面层在冲击下保持其完整性的最大能力（最大接触力）来表征复合材料体系的损伤阻抗（韧性）；用出现拐点后基本不变的压缩强度（破坏应变）门槛值来表征复合材料体系的损伤容限。

简介：介绍了压气机静叶调节数字电子控制器的设计和工程应用情况。简要阐述了该控制器的硬件结构、软件架构，着重介绍了静叶调节数字电子控制器硬、软件设计及调试中遇到的问题和解决办法。该控制器在某压气机试验中得到了验证。结果显示。该控制器精度高、响应快、控制效果较好。

简介：基于自顶向下设计模式，在Pro／E和Intralink平台上实现了液体火箭发动机骨架模型设计。采用多层骨架设计方案，简化了发动机骨架模型，实现了组合件发布骨架模型并行设计，提高了工作效率。通过将组合件空间位置、轮廓尺寸、接口方位和接口结构要求包含在骨架模型中，用骨架模型替代了传统设计模式中的二维结构设计要求，实现了无纸化接口协调，提高了接口协调的准确性和实时性。研究结果表明，基于自顶向下模式的骨架模型设计可显著提高发动机研制效率，降低研制成本。

简介：为了创新液体火箭发动机研制模式，提高数字化设计与制造水平，某液体火箭发动机研制采用了三维数字化协同设计模式。采用自顶向下设计模式和多层骨架方案，建立了发动机骨架模型，实现了无纸化接口协调；基于模型定义技术，将设计、工艺、材料和制造等相关信息全部包含在三维模型中，用三维模型完全取代了传统设计模式中的二维图纸；通过建立IPT开展协同设计，工艺人员并行介入产品设计流程，提前了解产品结构、开展工装设计和工艺模型设计。研究结果表明三维数字化协同设计可显著提高发动机研制效率，缩短研制周期，并为三维数字化制造奠定了坚实基础。

简介：采用有限元软件ABAQUS／STANDARD计算民机机身整体壁板两跨纵向裂纹的应力强度冈子和T-应力，从而对结构进行剩余强度和裂纹转折分析，并分析各设计参数的影响，对结构改进提出修改意见，为整体壁板的设计和试验研究提供依据。

简介：在解决了设计、材料和制造的几个问题后,研制成功了一种重新设计的先导控制阀(RPOV)的密封件.为了避免阀座生产过程中引入过大或不平衡应力,需使用合适尺寸和形状的聚四氟乙烯密封件毛坯.在聚四氟乙烯中过大的应力将导致屈服和裂纹.正确选择聚四氟乙烯的技术标准同样重要,由不同树脂及工艺方法制造的材料的不一样的物理性能将极大地影响阀座的制造效果.控制工艺参数,特别是温度和应变量,是制造可用密封件的要点.本文将讨论这些和其他一些在重新设计的先导控制阀研制中获得的经验.

简介：飞机损伤检测数据库系统是根据飞机损伤检测需要设计实现的一个数据库web应用系统，通过本系统可以便捷的进行飞机损伤检测数据的存储、管理、检索等工作，为数据分析奠定基础。系统采用B／S结构，位于服务器的Web应实现web应用程序对数据库的操作；为了避免检索结果数据量较大时占用过多网络资源并影响系统的响应速度，采用存储过程分页技术实现数据分页用程序采用ASP．NET技术开发，并将其划分为表示层、业务逻辑层和数据访问层；使用SQLServer进行试验数据管理，并通过ADO．NET技术功能；为了有效利用已有Word格式的数据资源，并生成标准化Word文档报告，系统提供了Word格式文件的导入导出接口。

简介：液体火箭发动机地面试验中实时采集大量的参数,这些参数中有关键参数和一般参数。试车中关键参数能否准确、可靠、完整的获得关系到试车的成败。因此研究与探讨关键参数的测量原理、测量方案、校准方法对提高测量精度有着重要意义。本文主要介绍火箭发动机地面试验中,关键参数的类型、测量原理、测量方案设计、关键参数对传感器和信号调节器的基本要求等。重点给出各种关键参数的测量记录方案。

简介：航天飞机轨道飞行器RCS主推力室采用先导式阀(POVs)来控制推进剂的流量。由于先导式阀有些固有的缺陷,因此新研制了直动式阀(DAVs)(参考文献1和2)。根据在所规定的使用条件下无泄漏的密封性、防金属硝酸盐的污染、不受供应管路压力波动的影响、具有足够的结构强度和循环寿命、以及与先导式阀互换性的初步要求提出了各项设计改进。考虑上述各项改进、设计、制造和试验了验证组件。验证组件的试验内容包括振动、响应特性和循环寿命,同时对阀门中装配的关键组件波纹管也进行了寿命试验。本文介绍了设计改进的细节,同时提供了相应的试验数据。

简介：本文专门概括双扰流器文氏管混合杯式喷雾装置（以下简称F101式喷雾装置）的设计变化及加工装配偏差对喷雾周向均匀性的影响，在设计变量上，试验了3种喷咀（径向直射喷嘴，双喷口喷咀，F100空气雾化喷咀和7种扰流器共21种组合，在加工装配偏差方面，试验了喷咀错位，扰流器进口偏差及扰流器出口偏差的影响。结果表明，喷咀的设计及加工，装配偏差比空气流动的影响更大。

简介：本文对我厂正在研制的新型液氧煤油发动机喷管扩张段钎焊所需的焊料切制设备—焊料滚剪机的设计要求、设计方案、结构优化设计分析及设备特点等进行了具体分析和详细论述。

简介：无人机和巡航导弹发动机有许多共性，人们有时候会把它们混淆。本文详细分析了无人机和巡航导弹的区别．对比研究了它们对发动机的要求和关键属性，随后分析了无人机和巡航导弹对涡扇，涡喷发动机的特殊要求与设计特性，以及目前正在开发的先进技术。

简介：介绍了过氧化氢和煤油双组元推进剂采用火药进行点火试验的系统设计方案并对试验数据及录像进行了分析,结果表明该试验系统能满足设计要求.