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201.
分析了某航天发动机的氧泵壳体零件的返修难题,提出了在线测量与计算机仿真相结合的解决方法并确定了具体的返修方案,介绍了计算机仿真技术在电火花加工中的具体应用。经实际应用,说明了在电火花加工中采用计算机仿真技术可大大提高产品加工的准确性。 相似文献
202.
203.
采用标准试验发动机实测结果及理论计算,研究了HTPB/HMX推进剂比冲与发动机工作压强之间的关系.研究结果表明,在发动机相同的工作条件下,工作压强由5MPa提高到10MPa可使推进齐比冲净增102N.s/kg,发动机工作压强最好选取大于6MPa。这一结果为发动机设计提供了参考依据。 相似文献
204.
本文介绍 NASA 的兰利研究中心对于航天飞机固体助推器壳体螺栓连接结构的研究。研究结果表明,这种连接结构比柄脚 U 形环接头优越,可以作为柄脚 U 形环接头的一种代替方案. 相似文献
205.
206.
207.
208.
本文用“标准形体组合法”计算三维药柱燃面,并对计算中出现的燃面上、下波动问题提出了解决办法,实例计算与解析法求得的结果十分吻合,证明该方法是可行的。 相似文献
209.
210.
航天飞机起飞的瞬间,其主发动机的点火给予固体火箭助推发动机的纤维缠绕壳体一个很大的弯矩,使复合材料壳体的尾部受到了很大的压缩载荷。由于连接的需要,复合壳体尾部具有很复杂的设计,涉及到嵌入的布带和螺旋层减薄问题。为了研究发射瞬间加载状态下的纤维缠绕壳体性能,开始了试验和分析的综合研究。本文将叙述试验计划的研究结果,包括几台全尺寸和300多台缩比壳体的试验。该计划从短期研制工作开始,其目的是要确定适合的缩比试验样品,以便测定材料的抗压强度。一旦缩比样品确定之后,就开始实施更全面的试验计划来确定缠绕壳体的工艺和设计参数变化对强度的影响。为了验证分析预测的有效性,在模拟发射瞬间的弯曲状态中进行了全尺寸壳体试验。在所有的试验中特别注意观察壳体破坏的顺序,即载荷从螺旋层薄弱部位传递到坚固布带终止部位的复杂过程。 相似文献