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公开(公告)号：CN117672427A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311583623.1
申请日：2023-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G16C60/00 , G01B11/16 , G06F30/23 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 一种快速获得材料剪切模量的方法，包括获得虚场方法基本方程，虚场方法基本方程包含材料刚度系数；材料刚度系数表达为基本系数表达式；在真实应变已知的情况下，合理构造虚变形场，控制基本系数的取值，从而简化问题，所以使虚场方法基本方程的基本系数表达式等于单位矩阵，获得刚度系数表达式；利用有限元方法模拟真实应变场，并将模拟的真实应变场和虚位移场表达式代入刚度系数表达式，获得方程组；求解方程组，将解代入虚位移场表达式，获得虚位移场，实测真实应变场，根据虚位移场、真实应变场和虚场方法基本方程得到剪切模量。可准确快速获取材料的剪切模量，避免了传统方法中通过多次试验分别获取各个材料参数复杂繁琐且成本较高的缺点。
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公开(公告)号：CN107977009B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201711158827.5
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法，属于航空航天控制技术领域。本发明充分考虑了了吸气式动力、质心运动、姿态运动之间的强耦合，针对耦合系统中参数确定的部分，提出了考虑耦合影响的静态控制律，可最大限度利用已知参数，提高姿控响应品质；针对耦合系统中的参数不确定部分，提出了具有参数自适应功能的控制律，可在线调整控制参数，应对参数不确定性的影响，确保飞行稳定。
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公开(公告)号：CN105109667B
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201510522579.2
申请日：2015-08-24
Applicant: 清华大学 , 中国运载火箭技术研究院研究发展中心
IPC: B64C1/38
Abstract: 本发明公开了属于航空航天工程技术领域的一种带有偏转铰链锁定、形状记忆合金驱动的可变体结构，该可变体结构包括以下5个部分：含记忆合金丝驱动伸展机构，采用多组含记忆合金丝驱动导杆机构组成；伸展驱动机构，采用液压缸形式；可展外壳，采用铝镁合金材料；偏转机构，采用步进电机驱动转动铰链实现；变形微调机构，采用记忆合金丝的弹簧机构。本发明采用了多级中央含记忆合金丝驱动导杆机构组成的伸展机构，并结合SMA弹簧变形微调机构，能够实现可展外壳在伸展驱动机构的驱动下可靠展开，同时变形微调机构可补充展开过程中局部变形量；偏转机构使可展外壳偏转一定角度，并通过铰链机构准确锁定。本发明在航空航天领域有广阔应用前景。
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公开(公告)号：CN105109667A
公开(公告)日：2015-12-02
申请号：CN201510522579.2
申请日：2015-08-24
Applicant: 清华大学 , 中国运载火箭技术研究院研究发展中心
IPC: B64C1/38
Abstract: 本发明公开了属于航空航天工程技术领域的一种带有偏转铰链锁定、形状记忆合金驱动的可变体结构，该可变体结构包括以下5个部分：含记忆合金丝驱动伸展机构，采用多组含记忆合金丝驱动导杆机构组成；伸展驱动机构，采用液压缸形式；可展外壳，采用铝镁合金材料；偏转机构，采用步进电机驱动转动铰链实现；变形微调机构，采用记忆合金丝的弹簧机构。本发明采用了多级中央含记忆合金丝驱动导杆机构组成的伸展机构，并结合SMA弹簧变形微调机构，能够实现可展外壳在伸展驱动机构的驱动下可靠展开，同时变形微调机构可补充展开过程中局部变形量；偏转机构使可展外壳偏转一定角度，并通过铰链机构准确锁定。本发明在航空航天领域有广阔应用前景。
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公开(公告)号：CN117875055A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410037292.X
申请日：2024-01-10
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 一种贮箱推进剂分布压力载荷计算和提取方法，包括：在贮箱截面上任意选取一点并建立一个直角坐标系；基于过载加速度与推进剂体积，获得推进剂气液界面与贮箱外围轮廓的交点坐标；选取贮箱外围轮廓与推进剂的一个交界点，建立压力求解三角形；通过海伦公式求解三角形面积，进而获得交界点到推进剂气液界面的垂直距离；依据压力求解公式，获得推进剂对贮箱壁面此交界点处的压力。本发明方法可以适应于任意外形的贮箱，辅助实际飞行器贮箱的设计与优化，节省实验成本和时间。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112307558A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011148714.9
申请日：2020-10-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种三维曲面导流通道、导焰舱及导流通道的设计方法，该导流通道前端的导流通道入口与飞行器喷管的出口相连，后端与助推器相连；导流通道包括中心尖劈和位于尖劈两侧的两组侧板、顶板和底板，所述尖劈为对称的V形壳体结构，尖劈头部为位于导流通道入口的直线形结构，将导流通道入口分隔为两部分，尖劈两翼为外凸弧面结构，两翼张开且尾部成圆弧结构，用于与助推器相连；两翼分别与侧板、顶板和底板围成导流通道的两个内流道，冷态气流及高温燃气经分隔后的导流通道入口进入两侧的内流道后排出。本发明三维外凸式中心锥导流通道构型，能顺利将飞行器喷管的冷态气流及高温燃气顺利导出，显著提高质量流率及流量，降低飞行器阻力。
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公开(公告)号：CN105416566A
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：CN201510845328.8
申请日：2015-11-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种适用于再入飞行器的榫卯式翼舵结构，包括：框梁骨架(1)、上侧蒙皮(2)、下侧蒙皮(3)、固定端盖(4)；框梁骨架(1)包括翼梁、后纵墙、桁条、翼肋，为网格式骨架结构；上侧蒙皮(2)、下侧蒙皮(3)分别覆盖在框梁骨架(1)的上方和下方，翼舵前缘与翼梁之间分布有前缘翼肋，翼舵前缘处对称开有用于安装连接挂轴的开口，开口处安装有固定端盖(4)，固定端盖(4)与翼梁垂直且与上侧蒙皮(2)、下侧蒙皮(3)相连；端部翼肋、中部翼肋、固定端盖(4)与上侧蒙皮(2)、下侧蒙皮(3)之间分别使用榫卯连接结构连接。本发明通过榫卯式连接降低了再入飞行器翼舵的结构质量，提高了热承载能力。
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公开(公告)号：CN119783239A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411695506.9
申请日：2024-11-25
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种适用于舱段翼面组合构型的航天器颤振快速分析方法，包括：对飞行器翼舵结构进行参数化建模；利用所建飞行器翼舵结构模型，提取关键参数进行颤振分析计算；基于颤振分析结果，以全飞行过程的颤振裕度为约束，优化翼舵结构。本发明可以为飞行器结构设计初期提供一种快速的参数化建模和颤振分析方法，缩短分析周期，提高飞行器研制效率。
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公开(公告)号：CN112487556B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202011382377.X
申请日：2020-11-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种考虑振型耦合特性的飞行器弹性影响仿真评估方法及系统，通过下述方式实现：从气动、载荷、总体专业获取已知的动力学建模输入条件参数；对输入条件中的耦合参数和弹性运动方程耦合项不进行舍弃，考虑弹性振型耦合特性，计算弹性运动方程系数；根据上述计算的弹性运动方程系数，建立考虑振型耦合特性的弹性运动方程和测量方程；将质心和姿态运动方程、上述建立的弹性运动方程和测量方程、以及制导控制律联立，进行考虑弹性耦合影响的仿真评估。
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公开(公告)号：CN114087263B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111296016.8
申请日：2021-11-03
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明一种空间复合材料立体网架结构，包括复合材料杆件和钛合金连接接头，通过钛合金连接接头将复合材料杆件在各个节点处连接在一起，形成可整体承载的立体空间网架结构。本发明能够解决水平起降天地往返运载器的结构设计方案问题，为实现水平起降天地往返运载器结构系统减重提供重要技术基础。
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