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公开(公告)号：CN114818202A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210600642.X
申请日：2022-05-30
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及固体发动机技术领域，具体涉及一种固体发动机壳体强度分析建模方法。步骤如下：S1，金属壳体三维模型导入到ANSYS软件中;S2，对三维模型进行一系列切割、合并和删除操作，将三维模型转化为二维模型;S3，对二维模型赋予材料属性并划分四边形网格，得到二维有限元模型;S4，根据几何模型的坐标特点筛选壳体前后接头的内孔线号，先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取壳体内侧线组，从而确定压力载荷的施加位置；S5，将二维有限元模型旋转一定角度，扩展为三维模型；S6，施加压力载荷后求解计算，提取等效应力用于评价金属壳体结构强度。本发明降低了仿真的难度，明显提高了工作效率，具有较好的通用性。
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公开(公告)号：CN113111552A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110376551.8
申请日：2021-04-08
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法。药柱三维模型导入到ANSYS软件，通过坐标极值获取几何尺寸，根据夹角及长度尺寸切割药柱，得到约束面、加载面和筛选头尾两部分的线条数量；确定药柱的翼槽位置和翼槽轮廓线的起始线号，先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取药柱翼槽轮廓线组，并沿轮廓线将翼槽切割下来，进而划分网格，形成药柱仿真模型；对仿真模型赋予材料属性、载荷施加处理操作，求解计算后，得到药柱在压力载荷作用下的等效应变分布。本发明有较好的通用性，降低了药柱结构完整性仿真的难度，减少了仿真时间，明显提高了发动机的论证速度。
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公开(公告)号：CN113094830A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110377746.4
申请日：2021-04-08
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/25 , F02K9/08 , G06F111/10 , G06F119/02 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体火箭发动机线性燃烧稳定性预估系统及方法。包括：声模态计算模块，用户需输入用于离散声腔的轴向网格数、燃烧室声速、燃气平均密度、几何操作容差、待提取的模态阶数以及初始的计算频率；燃面范围定义模块，用户需给定燃面的序号、燃面的起点轴向坐标和终点轴向坐标，燃面的数量不限；线性增长常数求解模块，用户可以计算包括燃面增益、喷管阻尼、微粒阻尼和壁面阻尼在内的线性增长常数分量，用于评估固体火箭发动机的线性燃烧稳定性。本预估系统大幅提高了进行线性燃烧稳定性预估的工作效率和预估精度，实现了固体火箭发动机线性燃烧稳定性的快速、高精度预估。
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公开(公告)号：CN109373812B
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN201811468289.4
申请日：2018-12-04
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明涉及一种发射筒减震垫位移测量装置，包括两个弧形架、连接工装、两个拉杆、两个位移计和基板；所述的弧形架一侧设有一个半圆；所述的连接工装为圆环形状，两端设有四个通孔；所述基板与其中一弧形架通过螺栓固定连接，所述两个弧形架通过螺栓固定连接，所述连接工装固定于两个弧形架之间，所述两个拉杆分别固定到连接工装两侧的通孔，所述两个位移计一端固定于基板，另一端与连接工装紧密接触。本装置可实现不同载荷下发射筒减震垫位移测量，既可以应用到单一载荷下发射筒体减震垫位移测量，也可以应用到复杂载荷下发射筒体减震垫位移测量。
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公开(公告)号：CN110543489B
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN201910821059.X
申请日：2019-09-02
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F16/242 , G06F16/2458 , G06F16/248 , G06F16/21 , G06F16/25 , G06F21/55 , G06F21/60 , G06F21/62
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机可靠性数据分析挖掘及应用软件工具，分为基础平台层、数据管理层和数据应用层三个层次，基础平台为服务器层，包括应用服务器、数据库服务器、文件服务器和集成接口；数据管理层为数据库层，对发动机基本信息、装药及内绝热可靠性数据、喷管可靠性数据、壳体及外绝热可靠性数据、发动机整机及直属件可靠性数据的数据管理功能；数据应用层为用户层用于包括数据查询、可靠性数据分析、可靠性数据二维图展示、可靠性数据三维图展示。本发明为发动机产品质量预判提供数据支撑，进而提高产品质量稳定性和一致性，并为提升固体火箭发动机精细化管理、精确制造、质量保障、信息化管理等多方面的能力奠定基础。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113392465A
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN202110467622.5
申请日：2021-04-28
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及航天产品数字化设计领域，具体涉及一种基于Creo软件的三维模型参数检查系统。包括：固体火箭发动机三维模型参数自动提取模块，用于将固体火箭发动机三维模型参数提取到本软件中，无需打开三维模型，该界面主要由模型选择方式、模型选择、三维模型显示区域组成；固体火箭发动机三维模型参数检查规则设置模块，主要为固体火箭发动机三维模型中添加或修改参数，该界面主要由检查规则管理、属性设置和属性操作组成。本发明通过对固体火箭发动机零部件参数的提取，并封装整合成一个整体，形成专业流程的软件，使固体火箭发动机模型参数的数据自动完成传递，大幅提高固体火箭发动机参数填写或修改效率和准确性，达到了快速设计的目标。
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公开(公告)号：CN113111552B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202110376551.8
申请日：2021-04-08
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法。药柱三维模型导入到ANSYS软件，通过坐标极值获取几何尺寸，根据夹角及长度尺寸切割药柱，得到约束面、加载面和筛选头尾两部分的线条数量；确定药柱的翼槽位置和翼槽轮廓线的起始线号，先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取药柱翼槽轮廓线组，并沿轮廓线将翼槽切割下来，进而划分网格，形成药柱仿真模型；对仿真模型赋予材料属性、载荷施加处理操作，求解计算后，得到药柱在压力载荷作用下的等效应变分布。本发明有较好的通用性，降低了药柱结构完整性仿真的难度，减少了仿真时间，明显提高了发动机的论证速度。
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公开(公告)号：CN110555268A
公开(公告)日：2019-12-10
申请号：CN201910821101.8
申请日：2019-09-02
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种固体推进剂松弛模量主曲线试验数据的分析软件，包括文件管理模块、温度偏移因子计算模块、W.L.F方程参数求解模块、Prony级数拟合模块和结果输出模块，文件管理模块用于设置工作目录和导入松弛模量试验数据；温度偏移因子计算模块用于通过设置参考温度和移动点数；所述W.L.F方程参数求解模块用于求解W.L.F方程的C1和C2两个系数；所述Prony级数拟合模块用于通过设置待拟合的Prony级数阶次；结果输出模块通过选择待输出的WLF方程、Prony级数或ANSYS命令流的数据内容，将数据处理结果保存到工作目录中。本发明为计算机自动作图和求最优解的过程，大幅提高了固体推进技术松弛模量试验数据处理效率，避免了手动操作引入的随机误差，提高了数据处理精度。
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公开(公告)号：CN110543489A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201910821059.X
申请日：2019-09-02
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F16/242 , G06F16/2458 , G06F16/248 , G06F16/21 , G06F16/25 , G06F21/55 , G06F21/60 , G06F21/62
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机可靠性数据分析挖掘及应用软件工具，分为基础平台层、数据管理层和数据应用层三个层次，基础平台为服务器层，包括应用服务器、数据库服务器、文件服务器和集成接口；数据管理层为数据库层，对发动机基本信息、装药及内绝热可靠性数据、喷管可靠性数据、壳体及外绝热可靠性数据、发动机整机及直属件可靠性数据的数据管理功能；数据应用层为用户层用于包括数据查询、可靠性数据分析、可靠性数据二维图展示、可靠性数据三维图展示。本发明为发动机产品质量预判提供数据支撑，进而提高产品质量稳定性和一致性，并为提升固体火箭发动机精细化管理、精确制造、质量保障、信息化管理等多方面的能力奠定基础。
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公开(公告)号：CN110542547A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201910796459.X
申请日：2019-08-27
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法的软件，分为金属壳体计算软件模块和复合材料壳体计算软件模块二部分，金属壳体计算模块由金属壳体临界载荷计算模块、复合载荷下屈曲校核模块、焊缝强度校核模块和螺纹强度校核模块组成；复合材料壳体计算模块由复合材料壳体临界载荷计算模块和复合载荷下屈曲校核模块组成。本发明通过对工程分析方法、工具软件以及规范化的设计流程的组件化封装，使传统孤立的设计模块整合成一个有机的整体，形成面向专业流程的计算软件包，使得模块之间的数据自动完成传递和计算，大幅提高了固体发动机壳体静力试验载荷计算过程效率和准确性，达到了快速设计的目标。
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