一种低冲击分离螺栓的设计

介绍了一种低冲击分离螺栓的设计,重点介绍了螺栓承载能力的设计以及电起爆器的设计,并对低冲击分离螺栓进行了性能试验.试验结果表明,分离装置的设计方案正确、工作可靠、性能稳定,满足技术要求,为同类产品的设计提供了一定参考.     

某小型爆炸螺栓设计

为设计一种小型爆炸螺栓,基于要求,采用电发火组件→隔离机构→雷管组件的传火序列,并解决了尾部漏气的问题;静态性能试验表明该设计达到了可靠解锁分离的目的,满足了要求。     

爆炸螺栓分离动力学仿真分析研究

为了避免爆炸螺栓分离解锁后引发高速冲击破坏及爆炸螺栓可能沿对接孔回弹的问题,在爆炸螺栓盒内设计挡片、弹簧片、缓冲块结构来降低爆炸螺栓盒受到的冲击,同时弹簧片上的耳片结构在爆炸螺栓回弹时对其卡滞防止爆炸螺栓突出分离面。采用ABAQUS显示动力学软件对爆炸螺栓通过弹簧片、最后撞击到缓冲块的过程进行动力学仿真分析,定量分析了挡片、弹簧片对爆炸螺栓冲击速度的影响,对冲击载荷下爆炸螺栓盒体强度进行评估,并开展爆炸螺栓收纳试验验证。结果表明：所设计的爆炸螺栓盒能够实现对爆炸螺栓的有效收纳,其盒体结构强度能够满足冲击载荷下的使用要求。     

一种弹射型爆炸螺栓仿真设计研究

为满足某型抛盖装置的分离速度和高承载要求,设计了一种弹射型爆炸螺栓,对其作用过程进行了分析和数学建模,利用Mat Lab编制内弹道仿真程序进行了输出参数求解。经验证表明该设计合理,模型准确地反映该型爆炸螺栓作用过程中各参数间的关系。本研究为同类爆炸螺栓、火工装置设计提供了参考。     

运载器铝头罩分瓣分离性能研究

用线型铅管聚能切割索实现运载器铝头罩分瓣分离,能否满足为导弹及时让开飞行通道的指标要求,是运载器头罩设计的关键问题之一。采用数值计算和性能试验的方法研究了头罩的分离性能。结果表明：理论计算值与试验实测数据基本相符,可以作为头罩分离性能是否满足指标要求的依据。     

应用于太空领域的动力调谐陀螺的一些设计规范

TAMAM公司研制出一种适合太空船应用的大速率惯导级捷联式动力调谐陀螺,陀螺的参数性能与其自转轴的运动,即沿径向的运动和自身的角运动密切相关,由于采用了独特的轴承装置,才有了如此高性能陀螺。描述最大地降低自转轴运动的方法,包括滚珠跑道几何尺寸的确定,新的整体式内环轴承装置的设计,保持器设计的改进以及使用涂有碳化钛的滚珠,新的设计减少了轴承组件的元件数,提高了工作性能,增大了刚度和自然频率。为检测轴承性能,进行了低速运转力矩和功耗试验,并标定了轴承品质因数,评估了采用涂有碳化钛滚珠的轴承的寿命和工作模式。     

某型号战术导弹无污染爆炸螺栓反复拆装技术研究

为满足某型号战术导弹战备使用过程中无污染爆炸螺栓反复拆装的技术需求，开展了爆炸螺栓反复拆装3次的技术研究，采用最大熵可靠性试验法验证产品反复拆装后的工作可靠性能。研究结果表明：爆炸螺栓在规定条件下可以反复拆装3次，拆装后仍满足战术技术指标要求。     

一种剪切负载条件下的分离试验工装设计

针对某无人机用爆炸螺栓的剪切负载试验要求，设计了分离试验工装。该试验工装采用杠杆原理，可以在较大剪切负载条件下完成分离试验，并可准确测试分离时间、分离速度。试验工装设计合理、误差小，对类似产品的试验工装设计具有借鉴作用。     

航天飞机轨道器用的分离螺栓

航天飞机是由原来一般空间飞行器发展而来的,这就要求相应地改进标准机械装置的设计。原计划在轨道器/747驮运飞机以及轨道器/外贮箱的分离机构中只采用一种分离螺栓。但后来在研制和分析过程中,又设计了两种不同的新结构。这两种结构技术要求为:连接承载能力大,具有一定的起爆余量和利落的分离面并具有自复位和螺栓体阻尼能力等。尤其使人感兴趣的是试验方法以及出问題的部位和缩尺寸模型的应用等。在计划的初期用缩尺寸模型来验证这些设计结构的可行性。航天飞机轨道器分离螺栓所采用的技术也可应用到其它机械结构中。     

基于自紧密封的橡胶缓冲器连接优化设计及试验研究

橡胶缓冲器是一种承压缓冲装置，通过连接螺栓与承压段金属法兰连接。针对其连接螺栓数量多、拆装耗时长的问题，设计了基于自紧密封技术的橡胶缓冲器连接方案，增加了金属转接段和唇形自紧密封圈，并采用全局寻优方法和密封仿真技术对密封圈结构进行优化，提高其气密性能、减少连接螺栓数量。然后通过等比试验研究，验证了橡胶缓冲器的连接螺栓数量可在满足载荷传递和气密性能的前提下，由60组减少至30组，降低产品拆装耗时。     

飞行器滚转尾翼设计

采用自由滚转尾翼技术是解决鸭式布局导弹横滚控制的有效途径,针对某试飞器助推飞行段需求,设计了一型滚转尾翼.试验结果表明,滚转尾翼设计合理,性能良好,成功用于飞行试验.     

无翼/舵布局导弹小载荷滚转力矩测量研究

为准确测量无翼/舵布局导弹由于安装电缆罩等凸起物所产生的小载荷滚转力矩,并给布局选型和姿态控制提供依据,提出了一种应用于风洞试验的高精度滚转力矩测量技术,利用机械轴承支撑试验模型,承受除滚转力矩外的其它载荷,专门设计了“米”字梁结构的高精度单分量天平测量滚转力矩,并利用自动滚转尾支撑机构获得模型不同滚转角下的滚转力矩。风洞试验结果表明,该技术与常规天平测量技术相比,滚转力矩测量精度大大提高,具有较高的实用性和经济性。     

基于专家PID的滚转导弹控制系统

针对滚转导弹俯仰和偏航通道较强的气动不确定性和运动耦合,设计了一种专家PID控制系统。建立了滚转导弹的动力学模型,并采用十字舵来控制俯仰和偏航通道,利用专家PID控制方法设计该导弹的控制系统,并在Matlab中对控制系统进行仿真。仿真结果表明:该控制器能满足良好的性能要求,具有较强的鲁棒性和自适应性,能有效应对俯仰和偏航通道产生较强气动和运动耦合。     

敞口式舱内设备热防护分析设计与研究

针对飞行器在热分离过程中及分离后飞行的恶劣热环境条件下,提出了敞口式舱内设备热防护设计方法。通过对设备进行穿戴式结构设计获取各种异型设备的通用化设计方法,针对接触面的热量转移问题提出面积热阻计算公式,有效解决了非金属材料的热环境适应性问题,根据地面石英灯考核试验获得了设备的热防护效果,并基于此开展了与传统热防护材料的性能比对分析工作。分析计算结果表明：敞口式舱内设备热防护设计合理可行,满足分离过程及分离后飞行试验热环境要求,有效保护了设备,为飞行器的可靠工作奠定了坚实基础。     

某型号发动机级间分离试验电磁释放系统

为了提高级间分离试验的安全性、可靠性和效费比,针对某型号固体火箭发动机级间分离的工作特性,提出一种基于电磁原理和晶体管驱动的释放系统.从分离试验原理出发,详细阐述了释放系统电磁器件和驱动电路的设计,利用Ansoft软件建立释放系统的有限元模型,根据受力工况和输入要求分析了其静态和瞬态工作过程,并进行了试验验证.试验结果表明:释放系统分离时间为0.2~0.5 ms,满足分离试验要求,能够实现可靠吸合和快速释放功能.     

某深水炸弹脱伞装置的设计与试验研究

为了研究某深水炸弹脱伞装置的工作可靠性,对脱伞装置的作用过程进行了分析,对止动块强度及电点火器药量进行了校核,并完成了风洞拉力及解锁试验.计算结果表明脱伞装置能够满足设计要求,验证试验结果与理论分析及计算结果基本一致,该研究可为同类产品研制提供理论支持.     

重型越野车辆离合器自动操纵系统的设计

基于对重型越野车辆离合器工作特性及气助力液压操纵结构的分析,设计了一套离合器自动操纵系统。实现离合器的自动分离、接合和保持的功能需求。该系统同时保留离合器的手动应急操纵功能,从而保证重型越野车辆的战场生存能力。利用协同优化方法对该自动操纵机构的核心部件——操纵油缸进行设计。为获取所设计的自动离合器操纵系统的特性,设计台架试验,进行分离、接合、定点控制等试验。试验结果表明,该离合器自动操纵系统响应速度和控制精度均满足使用要求,为进行自动换挡系统中的离合器起步和换挡控制策略的研究奠定了良好的基础。     

航空发动机用25Cr3MoA合金棒材的研制

介绍了航空发动机用 2 5Cr3MoA合金棒材的研制情况。结果表明 :采用电弧炉→电渣重熔→锻造开坯→锻造或轧制成材→缓冷→退火的生产工艺路线可生产出化学成分精确、高纯洁度、高均匀性、高致密度和性能优良的 2 5Cr3MoA合金棒材。各项检验结果均满足技术条件 ,达到了航空发动机用材的要求。     

舰载网络化测试系统设计

针对舰载武器系统试验测试设备存在的功能单一、通用性不强等问题,研究适应多种型号武器系统试验需要的舰载网络化测试系统设计;通过对测试环境和网络化测试系统特点的分析;提出了一种集武器系统试验数据采集、被试武器系统性能评估等功能为一体的舰载网络化测试系统设计。     

背压式硅压阻压差传感器的研制

根据伺服系统高精度、高可靠性的测量需求,研制一种背压式硅压阻压差传感器.传感器基于硅的压阻效应,与目前硅压阻压差传感器使用薄膜隔离式敏感芯体不同,其感压芯片的背部直接接触被测介质感受压力,避免了硅油介质传递压力.因此,敏感芯体结构简单可靠,提高了传感器长期承压的可靠性.介绍背压式硅压阻压差传感器的原理及设计与实现,主要包括芯体设计、电路设计、结构设计等.传感器通过性能试验以及环境适应性试验的考核,并在伺服系统上进行相关试验,结果证明能够满足伺服系统使用要求.