摘要：为提高全员成本意识，增强成本管理与控制的有效性，切实提高从设计源头优化成本的能力，北京航天发射技术研究所在项目设计中引入了目标成本控制，以从设计源头确立产品成本竞争优势。研究所组织下属公司及研发设计中心有关人员结合油缸、专用车等民用产业项目以及军品设计开发的实践经验，编写制定了《设计成本控制要求》，

摘要：以孔口流动、平行板缝隙流动为理论依据,通过布尔运算获得分布于曲面上的多边形阀口区域几何尺寸,对该区域通过网格划分,运用流体动力学分析理论,探索出了分布于曲面上的复杂形状阀口处泄漏量的仿真计算方法,对于指导此类转阀的设计计算提供了仿真依据。同时,理论上计算出了给定压力下不同间隙尺寸的泄漏量,对配合间隙的选用提供了参考。同时也计算了不同液体黏度、不同入口压力下的泄漏量。最后对此类转阀在设计、制造、试验中的一些经验进行了简要总结。

摘要：为了仿真柴油机动态特性,建立了基于转速控制的柴油机模型.基于台架稳态试验数据计算得到柴油机扭矩MAP图,并通过动态修正方法获得柴油机动态扭矩;划分了柴油机运行状态,采用基于油量的控制方法,分别设计了全负荷、部分负荷和限速工况下的控制策略;在Matlab/Simulink环境下建立了柴油机仿真模型,集成传动相关总成建立整车动力学模型,并进行了两种工况仿真,仿真与试验结果表明:模型设计合理,有效模拟了柴油机稳态及瞬态工况;所提出的建模方法解决了在有限试验数据下的发动机动态特性建模问题,研究结果可为快速建立柴油机动态性能预测模型提供参考.

摘要：为提升某大型起竖-翻转设备的快速响应能力,开发了一种新型燃气-液压混合作动装置,针对该新型混合动力装置,建立了变构型燃烧“凹型”药柱燃面推移变化数学模型及气液混合作动装置内弹道数值计算模型,完成了样机研制和空放试验研究,通过变构型燃烧“凹型”药柱的燃面匹配设计,实现了对不同燃烧阶段作动装置的快速建压和流量的稳定输出控制,验证了本文所建立的内弹道数值计算模型的准确性及该混合作动装置系统设计的可靠性。在此基础上,分析了“凹型”药柱设计参数对作动装置工作性能的影响,计算结果表明:作动装置输出流量的大小和响应时间的快慢主要与“凹型”药柱初始燃面及增面燃烧阶段肉厚的大小相关,药柱整体高度则决定了作动装置系统工作时间;在本文计算工况下,凹槽直径和药柱高度每增加10 mm,作动装置响应速度、平均输出流量和工作时间分别提升0.09 s、13 L/min和0.2 s左右。研究结果可为大型起竖装置的快速展开提供一种新的动力源及内弹道设计方法。

摘要：多级活塞缸式发射装置作为新型冷发射方式之一,具有兼容不同弹径、免装填等优点。为研究多级活塞缸式发射装置的结构安全性,通过理论分析、数值仿真等方法对多级活塞缸式发射装置的运动过程进行了梳理,分析了多级活塞缸式发射装置中缓冲材料的吸能需求,并揭示了结构质量特性偏差、装配姿态偏差、燃气动力偏差、缓冲材料特性偏差等因素对导弹离台姿态的影响规律。多级活塞缸式发射装置的运动规律由各级缸筒的几何参数和被推动导弹的质量参数决定,对缓冲吸能的需求较高,多模块的多级活塞缸式发射装置中导弹的离台姿态更加稳定。研究结果可为多级活塞缸式发射装置安全性设计提供理论支撑,为多级活塞缸式发射武器系统提供指标分解依据。

摘要：为了满足某多级杆式空气发射系统的研制需要,建立了多空气瓶动力源时序开阀供气的多级杆发射系统的内弹道仿真模型,设计了模型正确性验证试验方案,开展了该系统的内弹道仿真与试验研究。描述了多级杆式空气发射系统的设计原理,根据该发射系统的工作原理,借鉴经典枪炮零维内弹道模型,建立了该空气发射系统弹射过程的内弹道模型,进行了通用工况的仿真模型研究。设计了多级杆式空气发射系统内弹道模型正确性校验试验方案,开展了3000 kg配重的弹射试验,测量了弹射过程中的内弹道压力参数,结合试验开展情况讨论了该发射系统的内弹道特点,提出了空气发射系统中管路及阀门应注意的事项。将仿真计算的结果与试验测试数据进行对比分析,结果表明计算结果与试验结果吻合较好,满足多级杆式空气发射系统的研制需要。所建立的内弹道模型可指导特定发射需求气瓶初始压力及开阀控制时序的参数制定,对某多级杆式空气发射系统的研制具有参考意义。

摘要：在低温燃气弹射内弹道数值仿真中,由于经典零维模型未考虑一次富燃燃气在低压室内的二次燃烧,导致预示结果相比试验结果有较大偏差。针对上述问题,引入氧耗散模型描述低压室内一次燃气二次燃烧效应,建立了考虑二次燃烧影响的燃气弹射内弹道零维预示模型,对不同工况下燃气弹射内弹道过程进行数值仿真分析,并结合有限速率/涡耗散模型CFD仿真结果及试验测试结果进行对比分析。结果表明:富燃气体进入低压室后迅速与空气掺混发生二次燃烧,在涡流的卷吸作用下二次燃烧反应剧烈,0.2 t_(0)时刻低压室内O_(2)消耗殆尽,二次燃烧反应结束。基于氧耗散模型的零维弹射内弹道计算方法可以表征弹射过程中低压室压力变化规律,具有计算量小、时间短的优势,能够对不同结构及工况下的弹射过程进行较好的预示,仿真计算误差小于4.5%,为燃气式弹射内弹道设计提供了一种新的便捷式迭代计算方法。

摘要：为了研究火炮系统结构参数对弹丸膛内运动和炮口扰动的影响,通过引入虚拟体,提出了一种充分反映弹炮间相互作用的火炮动力学建模方法,推导了含虚拟体项的自行火炮刚柔耦合动力学方程;同时,以某型履带式自行火炮为例,引入多目标优化算法,建立了以弹丸和炮口初始扰动为目标函数的火炮系统多目标优化设计模型,获得了在相同射击条件下试验测试数据和仿真计算结果的对比曲线,以及结构参数的优化结果。分析表明,采用该方法建立的模型能较真实地反映火炮系统的动态响应特性和弹丸的膛内运动规律,且在考虑弹丸与柔性身管接触碰撞的前提下实现了弹丸和火炮运动的多目标优化设计,可以为自行火炮的发射动力学研究提供一定参考。

摘要：近年来,很多航天产品设计单位部署了产品数据管理(Product Data Managerment,PDM)系统,而制造单位则大多部署了企业资源计划(EnterpriseResourcePlanning,ERP)、制造执行(ManufacturingExecutionSystem,MES)等系统,由于双方单位系统的不一致,造成了产品难以实现从设计端到制造端研制全生命周期物料清单(Bill of Materials,BOM)数据的管控与跟踪。文章结合航天发射支持系统研制模式,深入研究产品设计、制造各阶段BOM关联和映射关系,并基于统一平台实现全生命周期BOM的转换、关联与应用,提升设计与制造的协同效率。

摘要：综合高燃压中型运载火箭高密度发射燃气流地面排导需求及烧蚀风险分析,提出基于地面双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术方案。利用火箭发射燃气动力学研究总结的燃气流膨胀特性以及导流型面设计方法,解决了地面低高度排导技术涉及的地面导流装置导流型面气动设计以及尺度控制两个关键问题。地面低高度排导技术方案设计与燃气流场瞬态仿真多轮叠代,实现了燃气流排导烧蚀范围合理控制,避免了燃气流低高度排导烧蚀反溅影响箭体。地面低高度排导技术采用专利支撑的喷水冷却防护方案实现高燃压中型运载火箭发射燃气流强烧蚀环境发射系统、发射设施综合防护。基于喷流缩比试验相似性控制方法研制了1∶10比例喷流缩比试验系统,通过喷流缩比试验验证确认高燃压中型运载火箭发射燃气流能够实现地面低高度安全、顺畅排导,同时与发射台、导流装置结构融合的阵列喷水方案能够行之有效解决高燃压中型运载火箭地面低高度排导强烧蚀难题。