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公开(公告)号：CN117355056A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311410391.X
申请日：2023-10-27
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供一种一体化3D打印的传感器外壳，采用一体化3D打印的方案，能够提高该传感器外壳的三防能力。该传感器外壳包括：一体化3D打印的壳体A和一体化3D打印的壳体B；壳体A内圆周面上具有环形凸台，环形凸台与顶盖下端面之间的区域内一体化打印有抗冲击层；壳体A位于环形凸台下方的内圆周面上一体化打印有内螺纹，环形凸台的下端面一体化打印有密封带A；壳体B外圆周面的底部具有轴肩，轴肩上端面一体化打印有密封带B；壳体B外圆周一体化打印有与内螺纹配合的外螺纹；壳体A上的内螺纹和壳体B上的外螺纹配合实现两者的密封对接，形成用于放置冲击波传感器的腔体；同时，壳体A下端面压紧密封带B，壳体B上端面压紧密封带A。
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公开(公告)号：CN113435135B
公开(公告)日：2022-12-16
申请号：CN202110701046.6
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，属航天领域。该方法基于捆绑火箭等效模型将实尺寸捆绑发动机等效为单发动机，然后利用高温高速射流的缩比模型相似准则，建立等效单发动机缩比模型计算模型，通过非定常数值模拟获取流场及声场，进而快速预示实尺寸捆绑发动机的流场和声场。该方法可快速预估发动机噪声量级，提高计算效率。本发明针对全尺寸捆绑火箭发动机喷流试验成本过大的问题，建立较小的单发动机等效缩比模型进行试验或数值计算，获取等效缩比模型流场及声场，根据所提出的快速预估方法，预示实尺寸发动机流场及声场，为火箭发射场的降噪方案提供理论指导，具有重要的工程意义。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116522738A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310693378.3
申请日：2023-06-13
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种基于能量有限元的内损耗因子辨识方法，属试验与测试技术领域。本发明实现方法为：开展均质各向同性平板平均能量密度测试，测试并表征用于内损耗因子辨识的参数；构建以内损耗因子为变量的能量有限元分析误差函数；使用粒子群优化算法计算全局最优内损耗因子，即基于能量有限元实现内损耗因子辨识。根据得到的内损耗因子辨识结果，指导航天器结构中高频声振响应分析与设计，评估航天器结构中各频段内的能量耗散，并根据中高频声振响应预示结果优化航天器结构，避免航天器飞行过程中受中高频振动影响，提升飞行器的安全性和可靠性。本发明受测试条件影响更小，节省针对航天器结构件中高频振动响应预示中的内损耗因子辨识试验所需资源，降低试验的成本。
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公开(公告)号：CN114034379B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111314206.8
申请日：2021-11-08
IPC: G01H17/00
Abstract: 本发明公开一种基于直达声场的封闭空腔降噪试验平台搭建方法，属于航天声振测试领域。针对现有测试方法试验周期长、成本高、对建造场地要求高且不能满足大型试验件测试要求等问题。本方法首先建立包含封闭空腔试验件的直达声场有限元模型，并通过等效声源方法，取代扬声器声源的完整建模以提升计算效率；然后通过仿真手段选取合理的扬声器阵列数、试验环境、试件放置区域等因素，并根据仿真结果指导直达声场试验平台的搭建从而开展封闭空腔的噪声试验。本发明基于直达声场试验平台对封闭空腔试件开展噪声试验，有利于降低试验成本、缩短试验周期，可用于航天领域中封闭空腔型试件的噪声测试中。
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公开(公告)号：CN114117629A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111337430.9
申请日：2021-11-08
Abstract: 本发明涉及一种扬声器的等效声源仿真方法，属于航天声振测试领域。针对声源仿真计算过程效率低、难度大的问题，本发明公开一种扬声器的等效声源仿真方法，目的是降低扬声器声源数值仿真难度，提升计算效率。本发明利用速度边界等效扬声器声源，通过实验首先测得扬声器振膜声压，并将之根据理论公式换算为质点速度定义到对应速度边界面上，产生和扬声器一致的激励效果。该等效声源仿真方法能够省去扬声器的完整建模过程，不用设置扬声器振膜材料、约束等因素，且省去了振膜的声振耦合计算过程，提升了计算效率。该发明可用于声学测试的仿真中，从而进一步指导实验的开展。
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公开(公告)号：CN113435135A
公开(公告)日：2021-09-24
申请号：CN202110701046.6
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，属航天领域。该方法基于捆绑火箭等效模型将实尺寸捆绑发动机等效为单发动机，然后利用高温高速射流的缩比模型相似准则，建立等效单发动机缩比模型计算模型，通过非定常数值模拟获取流场及声场，进而快速预示实尺寸捆绑发动机的流场和声场。该方法可快速预估发动机噪声量级，提高计算效率。本发明针对全尺寸捆绑火箭发动机喷流试验成本过大的问题，建立较小的单发动机等效缩比模型进行试验或数值计算，获取等效缩比模型流场及声场，根据所提出的快速预估方法，预示实尺寸发动机流场及声场，为火箭发射场的降噪方案提供理论指导，具有重要的工程意义。
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公开(公告)号：CN114034379A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111314206.8
申请日：2021-11-08
IPC: G01H17/00
Abstract: 本发明公开一种基于直达声场的封闭空腔降噪试验平台搭建方法，属于航天声振测试领域。针对现有测试方法试验周期长、成本高、对建造场地要求高且不能满足大型试验件测试要求等问题。本方法首先建立包含封闭空腔试验件的直达声场有限元模型，并通过等效声源方法，取代扬声器声源的完整建模以提升计算效率；然后通过仿真手段选取合理的扬声器阵列数、试验环境、试件放置区域等因素，并根据仿真结果指导直达声场试验平台的搭建从而开展封闭空腔的噪声试验。本发明基于直达声场试验平台对封闭空腔试件开展噪声试验，有利于降低试验成本、缩短试验周期，可用于航天领域中封闭空腔型试件的噪声测试中。
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