共查询到20条相似文献,搜索用时 234 毫秒
1.
2.
3.
结合生产实践介绍了新一代导弹的重要构件-控制舱壳体机械加工的难点及其工艺总方案的确定,并着重就控制铝合金乐于壁壳体的变形、提高偏心圆加工精度的措施进行了细致的研究,实践证明,该种工艺方法简单、合理,可以为类似的复杂舱体加工提供一条可借鉴的工艺途径。 相似文献
4.
某型号导弹的防热结构设计是通过在舱段壳体表面喷涂烧蚀防热涂层来实现的,防热涂层厚度的测量值只能是单个单个点的厚度测量值。舱段壳体表面有无穷多个点,仅用几个测量点的厚度值来判断、描述速过壳体表面涂层的厚度情况是远远不够的。本文对该型号导弹舱段壳体表面防热涂层喷涂「完毕后,涂层厚度值在什么范围之内,其置信度如何,是否超差等情况,用一种概率统计的方法进行了分析、判断。本文可以作为检验涂层厚度、判别涂层厚 相似文献
5.
6.
7.
8.
为了验证舱门送风/管道回风舱段间通风边界模拟的可行性,研究出口边界、舱内通风和舱段间通风流量对舱内流场的影响,分析了舱门送风/管道回风舱段间通风的特点及相应的模拟边界形式,并采用数值模拟的办法比较了舱段间通风和采用模拟边界后两种状态下舱内热状态的差别.结果表明,当舱段间通风边界不在舱内通风换热主要发生区域时,舱内环境参数在舱段间通风及采用模拟边界两种状态下差别不大,同时当舱段间通风量小于7 m3/min时,改变舱段间通风流量对模拟边界准确性影响不大,这说明模拟舱门送风/管道回风舱段间通风边界可行. 相似文献
9.
整体舱段、整体梁、肋等整体结构件,已在飞航式导弹研制生产中采用,给机械加工工艺提出了许多新的要求。现以铝合金铸造舱段、整体梁、肋为例,就机械加工的工艺原则、工艺过程、工序内容、基准选择、关键工序的质量控制、减少和克服变形、协调方法等加以叙述。 相似文献
10.
随着多舱段航天器的发展和航天器上供配电设备的增多,设备之间的相互干扰问题日益突出。文章对不同舱段的电源接地方式进行分析研究,给出航天器不同舱段的一次母线接地设计方案及实际应用案例,为后续多舱段接地设计提供经验参考。 相似文献
11.
阐述了保证甲板舱壳体总成保温性能和防尘密封性能技术指标,壳体,舱门,口盖在结构设计上所采取的结构形式,密封措施,预埋件的结构设计,甲板舱壳体总成传热系数K值的测定和防尘密封性能测试情况,结果及其结论。 相似文献
12.
13.
提出了棱台组合壳体整体无模胀形制造研究形容的新工艺,并经过多次实验探索选定了合理的壳体结构,应用弹塑性有限元法对该结构壳体的胀形过程进行了数值模拟,最后通过实验获得了成功, 相似文献
14.
15.
介绍航天器热真空试验的要点,它包括试验方法、试验范围以及对试件[包含大型航天器舱段]的要求.航天器沿工艺接合面分成若干模块[舱段]。舱段试验时为模拟这些接合面(界面)的传导和对流换热量,保留了部分被截去的舱段结构[简称截断舱模拟器或截断舱]。截断舱模拟器长约1米,这是已被实践证明了的。在舱段热真空试验时,直接照射的太阳热流用太阳辐射模拟器来模拟,所有被吸收的辐射热流[包括截去部分的自身辐射]用红外辐射模拟器来模拟。已知,对全尺寸的和舱段的试件来说,红外辐射模拟器热流的差异可达到8 5%。还证明了由8块板组成的辐射热交换器的制冷能力可以通过一块板的辐射试验结果来确定。 相似文献
16.
根据大型对日定向装置的结构特点和受力特性,调整传力结构,充分利用纤维增强复合材料结构的可设计性,开展优化设计。在保证高刚度和轻量化的同时,克服结构大开口带来的承载能力不足,设计出结构质量与承载比仅为5.2%,集舱段和壳体功能于一体的大型对日定向装置复合材料主承力架结构。建立有限元模型,分别采用Tsai-Wu和最大应变2种纤维增强复合材料的强度失效准则,对其进行校核。开展静力试验,采集应变等信息,与有限元仿真分析结果展开对比。结果表明:其整体趋势一致,顺利通过试验考核。 相似文献
17.
18.
本文针对我国下一代大型通信卫星公用平台新的要求,通过综合总体技术设想,在结构构型、分舱、大型中心承力筒及结构舱板设计、舱段间及板间连接方式等方面对我国未来大型通信卫星公用平台结构分系统的设计特点进行了介绍。 相似文献
19.
介绍了一次电池壳体整体塑压工艺的实施过程、材料性能的选择,系统地论述了一次电池壳体采用整体塑压工艺的可行性。根据产品零件设计的要求,在满足塑料件成型工艺要求的前提下,局部地改变了零件的结构形状,并合理地设计模具结构,经注塑工艺试验,表明一次电池壳体整体塑压工艺达到了产品设计要求,缩短了生产周期,增加了经济效益。 相似文献