摘要：中国航天科技集团公司是一个具有独特文化气息的企业．在自力更生、自主创新的伟大征程中．孕育形成了以爱国主义为核心的航天精神、两弹一星精神和载人航天精神。在这”三大精神”的感召下，集团公司通过顶层设计、统筹组织、系统推进．在全集团全面开展理念、视觉、行为三大识别系统建设．建立起了符合社会主义先进文化前进方向，具有时代特征和航天特色的现代企业文化体系。

摘要：近日，由中国航天科技集团公司六院北京11所设计的重型运载火箭氢氧发动机大流量单喷嘴试验取得成功。此次试验是针对该型发动机大流量高效稳定燃烧技术的研究性试验。

摘要：针对弹上核心部件高集成度、高性能、低成本的需求,采用综合处理集成设计理念,设计一款新型弹上飞控制导组合平台。集成多个弹上部件功能,简化系统构架,通过多次飞行试验。试验结果表明,该平台性能稳定、结构紧凑、可靠性强、控制精度高,满足导弹控制系统设计要求。

摘要：8月21日，国家战略性新兴产业卫星及应用专项“多源全球遥感数据采集处理和综合服务平台”项目可行性研究报告评审会在中国长城工业集团有限公司召开。会议听取了项目组所作的可行性研究报告，与会的领导和专家对技术方案，设计概算、经济影响分析等内容进行了讨论和评议。

摘要：空间飞行器展开与驱动机构是空间飞行器机构领域的一个重要组成部分。随着我国航天技术的发展,该项技术有了长足进步,对其设计方法和具体工程问题的研究也日渐深入。本文概述了空间飞行器机构的分类与构成,对展开与驱动机构的国内外研究概况进行了分析。结合工程应用,提出了在系统任务分析与设计中的力矩(力)裕度、精度分配、机构非线性、阻尼控制、热匹配、空间润滑、可靠性分析与试验七个典型工程问题。对这些问题逐一分析了其性质、作用及其对系统的影响,探讨了其研究内容和研究方向。展望了我国空间飞行器展开与驱动机构的发展前景。

摘要：介绍了大型固体发动机推进技术的现状和发展趋势。研讨了发动机设计总体布局与各部件匹配及协调、优化设计、推进剂性能、装药燃烧室的界面脱粘、喷管热结构设计与材料、全轴摆动柔性接头喷管和鉴定阶段发动机性能逆运算等技术问题,并总结了多年的研制经验。

摘要：按照由简到繁的顺序,提出三种控制方案并进行了弹道控制仿真计算,分析了各方案的弹道精度,研究适合远程战术火箭弹的控制方案及设计要求,并考察了固体姿控发动机作为执行机构的可行性,认为其具有不少优点,可以满足远程战术火箭的技术要求,但其质量仅略重于空气舵。

摘要：考虑影响固体发动机低温点火适应性的推进剂低温力学性能、药柱固化降温应变以及药柱在发动机点火升压条件下应变等3个关键因素,设计了可用于全尺寸发动机低温点火适应性研究的ф202 mm模拟试验发动机。通过选取合适的药柱设计参数和发动机初始压强,可对全尺寸发动机在低温点火下药柱应变状态进行模拟。模拟发动机已成功应用于A、B和C等全尺寸发动机低温-40℃或-50℃点火适应性研究中,获得了各发动机低温点火试车时的结构安全余量,可在类似发动机低温点火适应性研究中推广应用。

摘要：介绍了火箭架线作业装置设计的总体方案、挂线部位选择、牵引绳放线方案、架线火箭的受力分析及弹道计算方法等内容。通过试验验证了设计方案和改进措施是可行的。

摘要：为了实现固体火箭发动机的多脉冲启动功能,设计了一种金属膜片式隔舱(PSD)结构,利用断裂力学理论和圆板大挠度理论建立了金属膜片的设计公式,根据燃烧室的使用要求确定了打开压强为2.2 MPa的金属膜片尺寸,利用脆性断裂模型模拟了膜片的破坏过程,得到其打开压强为2.15 MPa,有限元数值计算结果与公式计算结果符合较好。设计了金属膜片打开破坏的单项试验,5次试验平均打开压强为2.10 MPa,数值模拟的破坏形式与试验结果一致。通过区间估计,计算了膜片真实平均打开压强置信度为90%的置信区间为[1.90 MPa,2.30 MPa],该范围可以较好满足脉冲发动机的使用要求。