简介：介绍了在微型计算机上以AutoCAD图形软件为支持软件，研究开发的适用于涡扇、涡喷、涡轴发动机的部件和总体结构方案图的设计系统。阐述了该系统的结构、功能和特点，指出该系统采用了参数化绘图方式，具有良好的用户界面，可通过下拉式菜单、屏幕菜单和图标菜单交互式进行部件和总体方案图的对比设计和绘图，经使用表明，该系统绘图质量高，既省时、省力，又便于多方案优化选择，有较大的工程应用价值。

简介：航空发动机附件机匣包含有大量旋转部件，且转速高、温升大和工况复杂。为保证附件机匣的使用寿命，提高可靠性，必须对旋转部件进行强制润滑。但航空发动机附件机匣结构往往设计得非常紧凑，难以实现多点强制润滑。离心式滑油分配器可实现狭小空间内的多点有效润滑，同时可简化附件机匣内部结构设计。根据流体力学原理，推导了离心式滑油分配器设计的相关计算公式，建立了离心式滑油分配器的设计方法。

简介：采用快速气动设计方法设计了一小型斜流压气机的三维初始几何。应用三维数值分析手段，获取了该斜流压气机的性能及流场结构，分析了S1、S2流面流动特点及制约压气机性能的主要因素。应用人工神经网络方法进行压气机流道优化设计，并与优化前对比。结果表明：初始设计的斜流压气机，设计转速下的最高效率点流量为1.039kg/s，压比为1.514，效率为88.57%，综合裕度达73.66%；叶轮尾缘近轮盖处的射流-尾迹现象，导致流动损失较大。优化后，设计转速下压气机的流通能力和效率均有所提高，相同压比条件下其流量为1.060kg/s，效率达89.30%，但综合裕度降低至49.80%。

简介：本文着重介绍用气动声学理论求得亚音速引射器减噪量的计算公式。该计算公式使亚音速引射器气动计算与声学计算两者之间相互联系起来，用以进行高温排气空气冷却噪声控制设计能取得经济合理的效果。

简介：为了检验高室压脉冲推力器的设计并掌握液体N2O／酒精推进剂的点火燃烧规律，进行了实验研究。可移动喷注器的动密封采用O型圈结构，推进剂的流动通道既能保证充填时推进剂的流通，又能保证挤压时不会有回流。冷试结果表明密封效果良好。测定了系统的热试时序，实现了稳态条件下的点火燃烧，燃烧室压力为2．58MPa。由于液体N2O的饱和蒸汽压较高，容易蒸发，积存在燃烧室内的蒸气造成点火压力峰比较高。

简介：从信号分析入手阐述了威化饼干机气动控制回路的设计方法和特点，介绍了奶油搅拌机的结构和工作程序。

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：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：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：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：依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。

简介：分析和总结了发动机主轴密封装置的设计、加工工艺及试验。结果表明：主轴密封设计合理，能满足发动机总体对主轴密封装置的设计要求。

简介：为保证新研制的导向叶片在发动机上可靠工作，须先对其进行冷效试验，以验证气膜冷却的气动参数、几何参数对冷却效果及涡轮气动性能的影响。试验件结构设计中根据相似原则，采用单层干烧结构，并采用UG参数化建模和装配、间隙分析减小装配误差和干涉，提高了冷效试验效率。试验件内温度场、压力场较好，具有良好的耐温性、密封性；试验件设计中，配合更换试验件耐热材料，较常规水冷式试验件结构简单，且加工周期缩短一半，造价减少约60%。

简介：航空发动机的发展，使其疲劳问题越来越突出，预测使用寿命显得十分重要。通过对发动机结构疲劳寿命设计有关的设计准则，设计方法以及研究的新动向的介绍，显示出发动机的研究需要更准确的预测，需要全面分析，掌握失效规律，在机械设计，选材，制造，使用维护等各个环节中寻找改善发动机构件疲劳可靠性的途径。

简介：推进剂利用系统调节器最初设计为非线性调节。鉴于非线性的一些缺陷,后来改进为线性调节。本文介绍了这种线性调节器的设计方法.本方法避开了复杂的解析计算,借用非线性调节器的试验数据,用半经验的工程方法解决了原认为难以解决的设计问题,在实际应用中取得了良好效果。

简介：针对空间压力容器常规设计方法难以满足航天技术快速发展对轻质量、低成本、高可靠的需求,基于可靠性理论中应力-强度干涉模型,建立空间压力容器可靠性设计数学模型。结合某型号钛合金球形气瓶随机变量统计数据,开展了气瓶可靠性定量设计。计算结果表明,可靠性定量设计方法能够给出产品可靠度定量指标,并在一定程度上降低空间压力容器结构重量。

简介：飞机/推进系统的一体化设计是从整个飞机系统出发来进行机体、发动机的研究设计。这一设计方法要求根据具体飞机的设计要求，从整体出发，在综合考虑飞机、发动机等性能的基础上，优选出飞机/发动机的设计方案，使得飞机的性能最优，对飞机/推进系统一体化设计的概念、程序和研究内容，以及如何获得最佳匹配进行了介绍，给出了实例。

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：高压气动电磁阀是地面供气系统使用的关键元件,其可靠性直接关系到运载火箭能否正常完成发射流程。本文对高压气动电磁阀的故障模式进行分析,并对其可靠性改进设计、可靠性试验以及可靠性评估等技术进行了介绍,通过一系列可靠性改进设计及验证试验工作,使高压气动电磁阀可靠性有所增长,并在大型飞行试验中得到验证。