液体火箭爆炸地面推进剂残余量实验研究

为航天发射场安全技术文件的制定提供推进剂污染方面的数据，进行了四氧化二氮（N2O4）和偏二甲肼（UDMH）爆炸实验研究，获得了地面推进剂残余量和毒气扩散的实验测量数据，提出的液体火箭爆炸地面上推进剂污染范围和残余量等参数的计算公式可以用于工程估算。     

电动气阀动态特性及反力因素的影响

建立了电动气阀吸动过程的数学模型并进行了动态特性的数值计算，详细分析了反力因素对电动气阀动态特性的影响。计算结果表明：该阀的衔铁在被触动后能很快地吸到最小气隙处；适当地减小压缩气的入口压力和弹簧预紧力有利于提高电动气阀的响应能力，有利于延长电动气阀的使用寿命。     

通过质量信息管理提升卫星产品研制效率的实践

阐述通过质量信息收集、分类、汇总和分析等管理活动,找出隐藏在这些质量问题表面现象背后的事物本质以及存在的薄弱环节,以便采取有针对性的改进措施,克服存在的不足,避免错误重复发生,提高卫星产品质量和研制效率。     

高压自燃双组元液体火箭发动机燃烧模型

本文提出了一个高压自燃双组元液体火箭发动机稳态燃烧计算模型.文中报告了特种发动机燃烧室压力、混合比、推进剂喷注温度和喷注器结构对燃烧过程影响的计算及分析结果.各种参数影响规律与实际发动机试验结果符合很好.     

甲烷喷射温度对燃烧稳定性影响规律研究

对液氧/甲烷火箭发动机燃烧稳定性进行了数值仿真研究,比较分析了甲烷喷射温度对其燃烧稳定性的影响规律.结果表明：在222 K,224 K,226 K,228 K,230 K和234 K时,发动机燃烧稳定性较好.     

用于旋翼桨毂主动式吸振器的控制算法

介绍了一种安装在旋翼桨毂上的主动式吸振器。针对该吸振器中偏心质量块的运动特点,选用直流电机作为驱动器,建立了主动式桨毂吸振器的仿真模型,对其原理进行了研究。以输出力变化幅值及电机需用功率为目标,在吸振器输出力状态改变的情况下,对其过渡阶段角速度进行了优化。在此基础上对一个主动式桨毂吸振器的输出力过渡过程进行了仿真分析,结果表明该控制算法可在较短时间内完成过渡过程,并且最终能够达到减小桨毂振动载荷的要求。     

技术状态的现实管理

文章提出技术状态现实管理的概念,认为应借助avidm平台实现对技术通知单、更改单、现场处理单等涉及设计、制造、装调、测试、试验等产品实现过程技术状态变化的技术文件进行实时,透明管理,鼓励型号研制人员充分使用包括更改单等反映技术状态变化的设计工具,准确记录产品状态及其变化全过程.     

直升机尾桨/尾梁耦合稳定性优化设计与试验验证

针对某型直升机尾桨/尾梁耦合稳定性进行分析,并根据分析结果进行动力学特性修改。通过灵敏度分析确定结构参数修改变量,并利用正交边界交叉法,以全机垂向一阶弯曲模态频率调整至需求值的同时付出最小重量代价为目标进行结构参数优化,最后进行了地面试验验证与地面开车验证。结果表明,在将尾梁蒙皮及过渡段底部长梁重量增加35.82kg的情况下,该模态频率调整至5.85Hz,基本满足直升机动力学工程设计要求。     

统一外包过程控制的方法与途径探讨

文章阐述了统一单机产品技术状态,明确单机产品责任人和组批外包方案,将研制任务书和产品数据包以及过程控制等产品保证要求同时提供给供方,为供方批量生产,一次就把工作做好提供基础.通过采用过程验证和现场验收相结合的方式对产品质量进行把关等方面,研究探讨对外包过程控制的方法和途径,以保证产品满足要求.