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公开(公告)号：CN115169009A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210893889.5
申请日：2022-07-27
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/12 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种考虑燃气性质差异的多推进剂一维内弹道计算方法，其包括建立固体火箭发动机的物理模型；建立瞬态控制方程组，计算得到下一时刻的混合气体的密度、燃烧室温度、燃气流速和燃烧室压强；获取下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量；更新物性参数加权平均值；计算下一时刻的燃速和燃面面积；重复以上操作直到计算到推进剂药柱完全燃尽，完成一维内弹道计算。本发明考虑了混合装药固体火箭发动机在燃烧过程中不同推进剂产生的燃气掺混的过程，计算结果精确。
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公开(公告)号：CN113882973B
公开(公告)日：2022-11-29
申请号：CN202111228121.8
申请日：2021-10-21
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法及系统，包括将发动机的点火建压压强进行提高，激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧，并对燃烧室压强数据进行采集；对振动信号进行滤波；将滤波后的信号拆分成含有单频信号的不同部分信号；对含有单频信号的不同部分信号进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率。本发明解决了地面试车试验中只能获得发动机燃烧过程的压强振荡数据，却不能获得燃烧室轴向声场所受到的扰动激励，无法用常规的模态分析方法进行辨识的工况模态问题，以及试车过程中随着固体推进剂装药的燃烧消耗，燃烧室腔体构型发生变化导致燃烧室声腔的轴向声模态频率大幅时变的、常规的傅里叶变换方法不再适用的问题。
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公开(公告)号：CN113882973A
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202111228121.8
申请日：2021-10-21
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法及系统，包括将发动机的点火建压压强进行提高，激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧，并对燃烧室压强数据进行采集；对振动信号进行滤波；将滤波后的信号拆分成含有单频信号的不同部分信号；对含有单频信号的不同部分信号进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率。本发明解决了地面试车试验中只能获得发动机燃烧过程的压强振荡数据，却不能获得燃烧室轴向声场所受到的扰动激励，无法用常规的模态分析方法进行辨识的工况模态问题，以及试车过程中随着固体推进剂装药的燃烧消耗，燃烧室腔体构型发生变化导致燃烧室声腔的轴向声模态频率大幅时变的、常规的傅里叶变换方法不再适用的问题。
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公开(公告)号：CN113530716A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202110758050.6
申请日：2021-07-05
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供了固体推进剂高压波动燃烧压强耦合响应函数测量方法，该测量方法如下：维持固体推进剂所处燃烧腔体的稳态压强不变，对燃烧腔体施加周期变化的活塞压缩，控制固体推进剂所处的波动压强环境，分别用压强传感器和超声波探头测量波动压强和推进剂燃速，计算出该压强波动频率处的压强耦合响应函数值，通过更改压强波动条件重复试验便可得到压强耦合响应函数的频域分布特性。该一种固体推进剂高压波动燃烧压强耦合响应函数测量方法，基于直接测量的波动压强和波动燃速计算压强耦合响应函数，同时减少了简化假设带来的误差，尤其适合于声腔基频较低的固体火箭发动机中固体推进剂发生不稳定燃烧时的压强耦合响应特性研究。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113447224A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110795429.4
申请日：2021-07-14
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种随动推力作用下振动试验及稳定性边界预示方法及系统，涉及结构动力学、结构振动试验技术领域，该方法包括：设计前弹身细长体结构缩比模型试验件，在前弹身细长体结构的一侧安装发动机，并对系统的动力学特性及稳定性进行分析；在随动推力作用下将发动机一端与前弹身细长体结构缩比模型试验件固定，另一端处于开放状态，发动机下面放置点接触支撑装置；开展前弹身细长体结构缩比模型试车试验；对获得的试验数据进行分析并对前弹身细长体结构试车试验系统的临界压力进行预示。本发明能够解决发动机推力与弹性弹体结构动力学耦合的振动及其稳定性问题，为评估并抑制发动机推力与弹性弹体结构动力学耦合的振动及其稳定性问题提供手段。
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公开(公告)号：CN113218254A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110517296.4
申请日：2021-05-12
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B10/02
Abstract: 本发明提供了一种带有颗粒阻尼减振装置的空气舵，包括舵面以及舵轴，所述舵面安装在所述舵轴上，所述舵面的内部设置有一个或多个容纳空间，所述容纳空间中填充有阻尼颗粒，所述舵面包括刚性骨架、上蒙皮以及下蒙皮，所述上蒙皮、下蒙皮分别安装在所述刚性骨架的上部、下部并共同围成密闭的容纳空间，所述刚性骨架连接所述舵轴。本发明通过在空气舵内部设置一个或者多个颗粒阻尼减振单元，阻尼颗粒在空气舵封闭腔体内的摩擦、碰撞，减少空气舵振动幅值，抑制了空气舵振动，从而达到提升颤振临界动压的效果，使空气舵能够适应各种严酷的飞行环境。
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公开(公告)号：CN108414185B
公开(公告)日：2020-01-31
申请号：CN201810129236.3
申请日：2018-02-08
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：将具有对称性的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态；确定合成攻角为零时飞行器横截面内空气动力合力和合力矩的方向和大小；在旋转体轴系下对飞行器横截面内合力和合力矩进行分解，获得相应的力和力矩的新值；通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；获得新旧值的差量；将随合成攻角变化的旧数据加上前述差量获得新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。本发明从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，建立一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。
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公开(公告)号：CN106839905B
公开(公告)日：2018-08-03
申请号：CN201611089649.0
申请日：2016-11-30
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B39/28
Abstract: 本发明公开了一种保护弹体涂层的柔性托架，其包括托架承载本体、托架凹槽、托架搭扣、抗摩擦层、减震粒，托架承载本体上下两端分别固定有托架搭扣，托架承载本体侧面设有托架凹槽，托架凹槽表面设有抗摩擦层，抗摩擦层上设有减震粒；托架承载本体由EVA发泡塑料制成，抗摩擦层由2mm厚度的EVA发泡塑料薄片和铝箔纸一体成型，减震粒和抗摩擦层粘合连接，通过专用的胶水粘合减震粒。本发明能够保护导弹在运送装配过程中外表面的涂层不会被挤压变形和脱粘磨损，降低导弹在运送装配过程中的维护成本。
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公开(公告)号：CN107063004A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201611083754.3
申请日：2016-11-30
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B12/02
CPC classification number: F42B12/02
Abstract: 本发明公开了一种热变形协调的导弹头罩连接环，其包括连接环内衬、连接环法兰等，连接环内衬和连接环法兰固定连接，连接环内衬前端面位于连接环内衬上，孔型应力槽位于连接环内衬前端面上，线型应力槽位于连接环内衬上，连接环法兰后端面和连接环法兰前端面分别位于连接环法兰前后两侧，连接环螺纹孔位于连接环法兰后端面上，防热涂层位于连接环法兰外表面上。本发明能够保证导弹在高马赫数下飞行时导弹头罩结构完整，解决了导弹头罩因过热而损坏的问题，具有工艺简单，安全可靠的优点。
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