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公开(公告)号：CN103455645B
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201210176958.7
申请日：2012-05-31
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种全箭模态提取方法，依次包括：一、建立全箭结构梁单元模型；二、读取全箭有限元模型节点信息和模态阶数，获取全箭有限元模型各阶模态的固有频率和关于质量矩阵归一化的特征向量；三、根据节点信息提取节点，提取节点选取为芯级、助推器的主节点和发动机分枝、有效载荷分枝对应的节点；四、指定归一化节点编号；五、主振方向判别；六、得到按指定节点归一化的特征向量及广义质量；七、模态结果输出。本发明大大提高了模态提取工作的效率，降低了由人工提取模态失误带来的风险。
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公开(公告)号：CN103575555A
公开(公告)日：2014-02-12
申请号：CN201210256390.X
申请日：2012-07-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种基于梁模型的蒙皮加筋结构纵横扭一体化动力学分析方法，包括：1.分别采集蒙皮加筋结构的蒙皮弹性模量、蒙皮泊松比，桁条弹性模量、桁条泊松比，蒙皮壳直径，蒙皮厚度；所采集的桁条共有m类桁条，采集每类桁条的个数、截面积、截面惯性矩及极惯性矩；2.获取蒙皮面积；3.获取蒙皮加筋结构总的拉压刚度；4.获得蒙皮截面惯性矩；5.获取蒙皮加筋结构总的弯曲刚度；6.获取蒙皮截面惯性矩；7.获得蒙皮加筋结构总的扭转刚度；8.借助有限元方法划分为若干个梁单元，进而进行结构纵横扭一体化动力学分析。本发明解决了捆绑火箭纵向与横向、纵向与扭转、横向与扭转模态耦合问题，实现了火箭结构纵横扭一体化动力学分析。
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公开(公告)号：CN103455696A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210176821.1
申请日：2012-05-31
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明涉及一种锥壳轴向刚度获取方法，依次包括：一、采集得到锥壳结构锥壳下端半径Ru，上端半径Rd，高度L；采集锥壳的等效厚度t，并根据锥壳采用材料得到其弹性模量E，泊松比μ；二、获得锥壳半锥角三、根据壳体薄膜理论，结合边界条件，得到锥壳结构在单位轴向力作用下的轴向变形量四、得到锥壳轴向刚度的表达式本发明可以直观看出锥壳轴向刚度与锥壳结构参数的关系，为锥壳结构的设计提供指导。在进行火箭动力学建模时，可以根据轴向刚度表达式将锥壳结构简化为梁单元，比以往采用变截面梁模拟锥壳结构的方法更为合理和准确。
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公开(公告)号：CN103454101A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210181252.X
申请日：2012-06-04
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种蒙皮加筋圆柱壳结构扭转等效刚度获取方法，包括以下步骤：1分别采集蒙皮加筋圆柱壳结构的蒙皮扭转弹性模量、桁条扭转弹性模量，蒙皮壳直径，蒙皮厚度；所采集的桁条共有m类桁条，进而采集每类桁条的个数、截面积及极惯性矩；2获取所有桁条针对自身轴的桁条极惯性矩总和；3获取蒙皮的极惯性矩；4获取蒙皮加筋圆柱壳结构总的扭转等效刚度。本发明从根本上解决了困扰火箭扭转刚度计算偏大的难题，得到了更准确的扭转刚度结果。
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公开(公告)号：CN116518796B
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202310471544.5
申请日：2023-04-27
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 潘忠文 , 徐秋发 , 刘伟 , 刘彬 , 苏晗 , 王群 , 谭指 , 徐林栋 , 谢金鑫 , 林川 , 高影 , 王世勋 , 朱振涛 , 章凌 , 王斌 , 张雪峰 , 曲斌瑞 , 匡格平 , 彭飞 , 高竹青 , 蔡奕霖 , 胡兆财
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明公开了一种降低分离冲击的大吨位爆炸螺栓摩擦耗能式保护装置，包括：螺栓端帽、外壳体和螺纹式吸能内壳；螺栓端帽与爆炸螺栓的一端连接；螺纹式吸能内壳位于外壳体内，形成组合体；组合体与火箭壳体上的爆炸螺栓盒连接；爆炸螺栓的另一端旋入爆炸螺栓盒内。本发明利用螺栓端帽与吸能筒内螺纹发生相对摩擦运动，剪切吸能筒内壁螺纹，消耗动能，从而实现降低火箭箭体冲击力。
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公开(公告)号：CN117804285B
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202311636784.2
申请日：2023-12-01
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 潘忠文 , 林川 , 刘伟 , 杨帆 , 刘彬 , 苏晗 , 王群 , 王斌 , 徐秋发 , 谢金鑫 , 高影 , 谭指 , 徐林栋 , 高竹青 , 彭飞 , 章凌 , 李林生 , 杨柳 , 匡格平 , 胡兆财 , 蔡奕霖 , 林梦一 , 陈楷 , 王卓群 , 高云逸
Abstract: 一种抗大锥角下脉动压力的固体运载整流罩，包括：端头、前锥段、柱段、倒锥段、分段式纵向分离结构、组合式排气结构和螺栓盒对接框组合结构。端头、前锥段、柱段、倒锥段均为两个半罩组合形成的柱体结构，内部与分段式纵向分离结构连接，且端头、前锥段、柱段、倒锥段各段间依次通过端面连接，组成固体运载整流罩结构。分段式纵向分离结构用于在分离前令固体运载整流罩结构完整，分离后将固体运载整流罩变为两个半罩，保证整流罩正常分离；倒锥段尾端设置有组合式排气结构和螺栓盒对接框组合结构，避免排气结构对内噪声影响的组合式排气结构用于平衡固体运载火箭飞行时整流罩内外压差，螺栓盒对接框组合结构用于整流罩与控制舱之间的连接和承载。
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公开(公告)号：CN119249820A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411371819.9
申请日：2024-09-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种火箭脉动压力载荷时域设计方法，属于航天系统技术领域；对运载火箭的缩比模型进行风洞试验，确定动脉压力的分布规律；根据运载火箭的实际飞行情况，选取外力辨识振动测点；对外力辨识振动测点采集的振动数据进行预处理，获得振动遥测时域数据；获取运载火箭单发次的时域外力频谱图；重复上述步骤m‑1次，获得运载火箭m发次的时域外力频谱图包络，即运载火箭外力模型的时域曲线；m为不小于5的正整数；根据运载火箭外力模型的时域曲线和运载火箭的缩比模型，获取火箭的脉动压力载荷；本发明通过高精度动力学模型瞬态响应分析，获取脉动压力弹性载荷的时域计算方法，实现了对火箭飞行横向弹性载荷的有效减载。
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公开(公告)号：CN119063584A
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411257393.4
申请日：2024-09-09
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 一种消除飞行脉动压力的运载火箭整流罩气动外形，包括：整流罩头部和身部，身部为圆柱体结构，整流罩头部与身部圆滑过渡。所述整流罩头部采用消除脉动压力气动外形，所述消除脉动压力气动外形具体为：整流罩头部的前端为球头，整流罩头部的后端为旋转体，其型面曲线为改进冯卡门曲线或改进椭圆曲线；整流罩头部的后端与整流罩身部连接。本发明开展整流罩球头半径和冯卡门曲线长度的优化，通过设置轮廓控制系数和角度控制系数，开展斜头锥外侧母线当地物面角优化，减低火箭的跨声速脉动压力环境。本发明还提出使用改进椭圆曲线的整流罩型面曲线以达到消除飞行脉动压力的方案。
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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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