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公开(公告)号：CN109747808B
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN201811620973.X
申请日：2018-12-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64C1/12
Abstract: 本发明公开的属于飞行器结构技术领域，具体为一种基于可剥离屏蔽层的屏蔽透波通用蒙皮结构，包括本体，所述本体包括透波承载层，所述透波承载层为无屏蔽作用即透波的承载层，所述透波承载层顶部铺设有可剥布层，所述可剥布层为控制剥离力的可剥层，所述可剥布层顶部铺设有屏蔽层，所述屏蔽层为具有屏蔽效果的碳布，本体包括的透波承载层、可剥布层、屏蔽层一体化成型，所述一体化成型是指三层结构为一体化复合结构。本发明创新性的提出了一种透波承载层、可剥层、屏蔽层一体化成型的蒙皮复合结构，通过可剥层控制结合力，实现屏蔽层的可剥离，这样屏蔽状态改透波状态时，仅需剥离蒙皮屏蔽层即可，与新投产部段相比大幅降低了周期和成本，同时可剥层与透波承载层、屏蔽层一体化成型复合结构设计，不影响屏蔽状态产品的性能及使用，使用效果好。
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公开(公告)号：CN109747808A
公开(公告)日：2019-05-14
申请号：CN201811620973.X
申请日：2018-12-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64C1/12
Abstract: 本发明公开的属于飞行器结构技术领域，具体为一种基于可剥离屏蔽层的屏蔽透波通用蒙皮结构，包括本体，所述本体包括透波承载层，所述透波承载层为无屏蔽作用即透波的承载层，所述透波承载层顶部铺设有可剥布层，所述可剥布层为控制剥离力的可剥层，所述可剥布层顶部铺设有屏蔽层，所述屏蔽层为具有屏蔽效果的碳布，本体包括的透波承载层、可剥布层、屏蔽层一体化成型，所述一体化成型是指三层结构为一体化复合结构。本发明创新性的提出了一种透波承载层、可剥层、屏蔽层一体化成型的蒙皮复合结构，通过可剥层控制结合力，实现屏蔽层的可剥离，这样屏蔽状态改透波状态时，仅需剥离蒙皮屏蔽层即可，与新投产部段相比大幅降低了周期和成本，同时可剥层与透波承载层、屏蔽层一体化成型复合结构设计，不影响屏蔽状态产品的性能及使用，使用效果好。
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公开(公告)号：CN119284211A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411584524.X
申请日：2024-11-07
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种并联式星箭界面减振方法，包括：确定减振器的允许安装空间，选取减振器的外形；根据减振器外形和外载荷环境条件，确定减振器性能；确定减振器安装位置；确定减振器安装数量。本发明解决了传统串联减振方案导致的卫星分支频率降低过大问题。
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公开(公告)号：CN118790515A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410860321.2
申请日：2024-06-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/52 , B64G1/66 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G16C60/00 , G10K11/168 , G01N29/11 , G06F119/10 , G06F111/04
Abstract: 一种整流罩蜂窝夹层隔声结构及其设计方法，属于航天运输系统技术领域。本发明的设计方法通过在整流罩蜂窝夹层中添加玻璃纤维、毛毡或三聚氰胺等吸声材料，声波在传递路径由于引入的吸声材料一方面由于声阻抗的变化发生反射，另一方面声波穿透吸声材料过程中声波能量会发生衰减，因此该方法可实现蜂窝夹层整流罩具备隔吸一体化功能，提升蜂窝夹层整流罩整体的隔声性能。本发明的整流罩蜂窝夹层隔声结构包括作为整流罩外壳的蜂窝夹层面板；所述蜂窝夹层面板包括两层金属板和蜂窝夹层，所述蜂窝夹层位于两层金属板之间，实现蜂窝夹层整流罩具备隔吸一体化功能，提升蜂窝夹层整流罩整体的隔声性能，同时避免了整流罩内包络缩小、多余物产生的问题发生。
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公开(公告)号：CN113378292B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202110524490.5
申请日：2021-05-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明涉及一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，属于火箭动力学特性仿真与试验技术领域，主要涉及到运载火箭模态振型斜率试验与仿真计算的方法。本发明将舱段试验与仿真计算结果的偏差和局部安装位置的偏差二者叠加，即可作为振型斜率标准值的偏差，以百分比形式给出。采用舱段试验的方法，进行惯性器件对安装位置的优选，无需通过全箭模态试验进行惯性器件选位。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118862278A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410860314.2
申请日：2024-06-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/10
Abstract: 一种全频段降噪整流罩及其降噪产品布局设计方法，属于航天运输系统技术领域。本发明一种全频段降噪整流罩包括前锥段、柱段；所述前锥段和柱段的外表面敷设降噪产品；前锥段上的降噪产品为管束穿孔复合吸声结构；柱段包括两部分，与前锥段连接的部分上的降噪产品为声学覆盖层，另一部分上的降噪产品为管束穿孔复合吸声结构。本发明降噪产品布局设计方法，基于降噪产品吸声性能，考虑有效载荷与整流罩的内包络及重量约束，通过分布式仿真分析，并初步提出满足全频段降噪要求的降噪产品布局方案，在开展将降噪敷设过程中根据整流罩内壁面支架、阀门、排气口等位置，确定最终整流罩降噪产品布局方式。
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公开(公告)号：CN113591202A
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110692792.3
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 一种确定发动机关机错开时间的方法，包括如下步骤：S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。
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公开(公告)号：CN113378292A
公开(公告)日：2021-09-10
申请号：CN202110524490.5
申请日：2021-05-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明涉及一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，属于火箭动力学特性仿真与试验技术领域，主要涉及到运载火箭模态振型斜率试验与仿真计算的方法。本发明将舱段试验与仿真计算结果的偏差和局部安装位置的偏差二者叠加，即可作为振型斜率标准值的偏差，以百分比形式给出。采用舱段试验的方法，进行惯性器件对安装位置的优选，无需通过全箭模态试验进行惯性器件选位。
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公开(公告)号：CN113591202B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202110692792.3
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 一种确定发动机关机错开时间的方法，包括如下步骤：S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。
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公开(公告)号：CN118607271A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410280565.3
申请日：2024-03-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭子结构模态偏差与全箭模态偏差传递评估方法，属于航天运输系统技术领域。该方法对火箭全箭进行有限元建模，并划分子结构，对子结构和全箭模态开展仿真分析；对子结构开展模态试验，获取子结构模态参数，与子结构仿真分析结果对比得到子结构模态参数偏差；采用基于混合界面的模态综合方法，将全箭分为带偏差子结构和不带偏差子结构，在偏差区间内选取大量点进行模态综合计算，得到全箭模态的结果；将基于带偏差子结构的全箭模态综合计算结果，与无偏差下的全箭模态仿真分析结果进行对比，统计得到全箭模态偏差。本发明根据火箭子结构模态偏差计算得到全箭模态偏差，应用于采用子结构模态试验的火箭全箭模态偏差计算。
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