公开(公告)号：CN117473812A

公开(公告)日：2024-01-30

申请号：CN202311327948.3

申请日：2023-10-13

Applicant: 北京宇航系统工程研究所

Inventor： 刘伟 ,  章凌 ,  杨帆 ,  王斌 ,  路志峰 ,  苏晗 ,  李林生 ,  刘彬 ,  朱振涛 ,  王卓群 ,  芮兴 ,  吴浩 ,  蒋亮亮 ,  徐卫秀 ,  袁彪 ,  曹昱 ,  王桂娇 ,  张靖坤 ,  刘伟杰 ,  于思恒 ,  李智 ,  惠兴晨 ,  张栋梁 ,  高影 ,  胡兆财 ,  蔡奕霖

IPC: G06F30/23 ,  G06F30/17 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明公开了一种铝合金蜂窝夹芯开口结构的仿真分析方法，包括：采用有限元仿真分析方法，确定无开口的铝合金蜂窝夹芯结构的参数；确定开口尺寸；选择开口口框的形状，确定开口口框尺寸，计算开口口框的厚度d2；确定第一加强板、第二加强板、第二面板、第三面板的开孔尺寸，开口尺寸与开口口框的开口保持匹配；确定第一加强板、第二加强板的长轴长度aJQ、短轴长度bJQ和厚度dJQ；确定含开口特征的第二蜂窝芯的尺寸，以及泡沫胶的尺寸；针对初始蜂窝夹芯开口结构，采用有限元仿真分析方法进行优化设计，进行强度及稳定性计算，保证失效载荷差异满足设定阈值，得到满足要求的蜂窝夹芯开口结构。

公开(公告)号：CN110222355A

公开(公告)日：2019-09-10

申请号：CN201910289122.X

申请日：2019-04-11

Applicant: 北京宇航系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 黄蔚 ,  曹昱 ,  李林生 ,  乐晨 ,  章凌 ,  袁彪 ,  蒋亮亮 ,  吴浩 ,  王桂娇 ,  芮兴 ,  杨帆 ,  朱振涛 ,  王斌 ,  徐卫秀 ,  张健 ,  彭伟斌

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开的属于贮箱技术领域，具体为一种考虑热力耦合的低温推进剂贮箱防晃板分析方法，所述分析方法包括三大步骤：贮箱结构低温加注过程热传导变形量分析、贮箱结构充压过程变形量分析和贮箱防晃结构布置及环向补偿有限元分析，三大步骤依次按顺序进行。通过本分析方法可以有效预测在经过低温液体加注过程、地面充压过程和液面晃动载荷下的防晃板强度，使用范围更加广泛，可适用于大直径低温贮箱环形防晃板扇形防晃板，识别贮箱箱壁在低温收缩或增压膨胀时对防晃板的拉扯变形，提前预示防晃板面扭曲和箱壁焊点脱焊和折痕的风险、考虑热传导下结构的变形和识别传热过程中发生的不协调变形。

公开(公告)号：CN104732010B

公开(公告)日：2017-09-26

申请号：CN201510065346.4

申请日：2015-02-06

Applicant: 北京宇航系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 章凌 ,  林川 ,  王立朋 ,  佟文敏 ,  黎汉华 ,  季宝锋 ,  耿文涛 ,  李林生 ,  吴浩

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明涉及一种多层防热结构快速优化方法，可用于防热结构快速分析及设计，属于结构热分析技术领域。1)对防热结构建立一维传热分析有限元模型；2)对步骤1)中得到的模型施加初始条件；3)对步骤1)中得到的模型施加边界条件；4)采用有限元工具对步骤1)得到的有限元模型进行单元划分，得到单元模型；5)采用有限元工具对传热分析模型进行计算，并提取壳体温度；6)将步骤1)、步骤2)和步骤3)中使用到的参数以及步骤5)中提取的壳体温度参数输出到文档，并保存为参数文件1；7)检查参数文件1，是否满足防热设计要求。本发明的方法能快速完成多层防热结构的优化设计，提高了工作效率。

公开(公告)号：CN106777613A

公开(公告)日：2017-05-31

申请号：CN201611102138.8

申请日：2016-12-05

Applicant: 大连理工大学 ,  北京宇航系统工程研究所

Inventor： 王博 ,  李林生 ,  徐小利 ,  章凌 ,  王立朋 ,  王斌 ,  戴政 ,  吴会强 ,  田建东 ,  杨虎军 ,  娄路亮 ,  李东 ,  王珏 ,  曹广龙 ,  任明法

IPC: G06F17/50

CPC classification number: G06F17/5095 ,  G06F17/5086

Abstract: 本发明属于航天飞行器结构设计领域，提供一种优化的轻质钛合金快速成型运载火箭捆绑支座的制备方法。该制备方法在已有运载火箭捆绑支座基础上，对其更换为Ti‑TC11材料后，对结构进行静力分析，根据分析结果，在不改变试样阶段捆绑支座的整体结构形式及其装配接口的前提条件下，将应力较低处的材料扣除，再修改模型，重新进行结构应力水平分析和结构失稳载荷分析；此过程循环若干次，至捆绑支座结构在设计载荷下的应力水平整体比较均匀且接近Ti‑TC11材料的极限应力，同时失稳载荷略大于或等于设计载荷时为止。本发明适合于大推力捆绑运载火箭传力点的捆绑支座设计，有利于缩短产品生产周期、降低生产成本、减少捆绑结构重量，提高运载效率。

公开(公告)号：CN204788081U

公开(公告)日：2015-11-18

申请号：CN201520404024.3

申请日：2015-06-12

Applicant: 北京宇航系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 张超颖 ,  闫冰 ,  李林生 ,  耿文涛 ,  张雪峰 ,  张宏剑

IPC: F42B15/00

Abstract: 本实用新型涉及弹箭体结构技术领域，具体涉及一种大开口壳段结构。本实用新型包括壳体，所述壳体包括开口、口框加宽区域、加厚区域，所述壳体为圆柱形，其上设有开口，壳体内壁上开口口框四周设置口框加宽区域，壳体内壁上口框加宽区域四周设置加厚区域。本实用新型还包括多个筋条，筋条设置在壳体内壁上，筋条分别沿壳体周向和轴向进行布置，组成正置正交网格加筋结构，对开口四周的筋条进行局部加宽。本实用新型的设计突破了大开口结构设计与优化技术，根据设计经验以及使用有限元手段，完成了高承载下，大开口结构设计工作，并通过了试验考核，试验结果与工程算法计算结果几乎一致，说明本实用新型的设计合理有效。