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公开(公告)号：CN119783264A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202510050417.7
申请日：2025-01-13
Applicant: 中国科学院力学研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种火箭级间憋压分离方法以及仿真方法，该憋压分离方法包括：设计不使用火工品的火箭级间憋压分离结构：在级间段结构设计削弱槽，最初起裂从纵槽起裂；纵槽裂完再从起裂槽处带动两端的环槽起裂，最终实现分离过程；该仿真方法包括：利用工程算法算得到二级发动机点火以后级间憋压的气动压力‑时间曲线模拟级间结构的破坏分离过程，初步验证级间段结构在憋压情况下破坏分离的可行性；基于LS‑DYNA开展级间段流固耦合仿真，进一步验证在纵槽起裂以后削弱槽泄压后，该级间段依然能够实现完全破坏分离；本发明提出的无火工品的级间分离结构设计，既能满足一级飞行时的设计载荷需求，又能保证级间段完全破坏分离，解决了传统设计成本高的问题。
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公开(公告)号：CN110726561A
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201910992319.X
申请日：2019-10-18
Applicant: 中国科学院力学研究所
Abstract: 本发明实施例公开了一种小型涡轮喷气发动机试验台,包括发动机试验台架以及数据采集控制系统，发动机试验台架用于各种类型的小型涡轮喷气发动机的安装测试；数据采集控制系统包括硬件部分以及用于对发动机测试后数据进行处理分析的软件部分；本发明适用于小型涡喷发动机移动试验台的通用测试系统，即借鉴先进的计算机辅助测试系统在测试、控制、数据处理等方面的经验，构建一个性能完善、通用性强的小型涡轮轴发动机通用测试系统，以满足试验台对于小型涡喷发动机的通用测试要求，该测试系统可以完成发动机试车过程中的程序加载、参数测试、数据处理、结果分析等复杂工作，降低操作人员的工作强度，缩短发动机试验与测试周期，减少发动机试车费用。
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公开(公告)号：CN110793996B
公开(公告)日：2020-11-03
申请号：CN201911008491.3
申请日：2019-10-22
Applicant: 中国科学院力学研究所
Abstract: 本发明涉及陶瓷基复合材料结构损伤评估技术领域，公开了基于微孔隙增量表征CMCs在高温长时时效诱发的损伤的方法，具体步骤包括：S1：定义材料相对孔隙率增量Δζ；S2：定义CMCs的压缩强度退化函数；S3：基于压缩强度退化函数得到CMCs由高温长时时效诱发的损伤；S4：建立孔隙率与材料在相应的状态下压缩强度的关系，得到高温长时时效诱发CMCs的损伤与材料相应状态下微孔隙的孔隙率增量之间的关系。本发明提供的基于微孔隙增量表征CMCs在高温长时时效诱发的损伤的方法能够很好地预测高温长时时效诱发CMCs的损伤。
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公开(公告)号：CN110793782A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910887417.7
申请日：2019-09-19
Applicant: 中国科学院力学研究所
Abstract: 本发明涉及航空小型涡轮轴发动机试验与测试技术领域，公开了小型涡轮轴发动机试验与测试装置，包括试验台架及试验与测试控制台；试验台架上安装有用于固定小型涡轮轴发动的发动机支撑座，测试元件包括发动机支撑座与试验台架之间设置的与发动机支撑座接触的压力传感器、分布于小型涡轮轴发动机各特征截面上的温度传感器及燃气压力传感器、用于检测小型涡轮轴发动机转速的转速测量仪以及位于供油管上的燃油流量计；控制台可完成试车过程中的参数测试、数据处理及结果分析。本发明满足了小型涡轮轴发动机动力特性测量的精度、线性和重复性要求，可通过一次点火获得各种转速状态下转速-扭矩-功率特性与转速-耗油率-各特征截面温度与压力特性。
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公开(公告)号：CN110749250A
公开(公告)日：2020-02-04
申请号：CN201911044705.2
申请日：2019-10-30
Applicant: 中国科学院力学研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明涉及航空航天飞行器的技术领域，尤其是涉及一种新型的高超声速飞行器保护罩。一种新型的高超声速飞行器保护罩，包括第一保护罩片体和第二保护罩片体，所述第一保护罩片体的第一拆分面上成型有定位沿，所述定位沿包括多条定位凸条和多个定位凸块，相邻的两条定位凸条以其中一条定位凸条的侧边与第一保护罩片体的外侧壁对齐、另一条定位凸条的侧边与第一保护罩片体的外侧壁对齐的方式交错设置，相邻的定位凸条之间通过定位凸块相连接，所述第二保护罩片体的第一拆分面上成型有与定位沿对应嵌合的定位槽。第一保护罩片体和第二保护罩片体受力挤压时，由于有定位沿与定位槽的交错卡合结构增加其强刚度，因此不会产生形变缝隙。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110765573B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201910867250.8
申请日：2019-09-12
Applicant: 中国科学院力学研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/04
Abstract: 本发明涉及陶瓷基复合材料结构损伤容限评估与设计领域，公开了基于微孔隙率增量的陶瓷基复合材料热机械损伤表征方法，包括步骤：S1：确定材料孔隙率和所施加的热机械载荷之间的定量相关性；S2：考虑孔隙率的影响，建立计算CMCs宏观有效弹性模量模型；S3：将材料孔隙率对材料宏观有效弹性模量的影响通过权函数的形式分配给纤维相和基体相；S4：建立材料的能量释放率与材料微孔隙率增量的相关性。其可以更为准确地描述热机械损伤演化行为。
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公开(公告)号：CN111199093A
公开(公告)日：2020-05-26
申请号：CN201911160564.0
申请日：2019-11-23
Applicant: 中国科学院力学研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种再入飞行器端头烧蚀的耦合方法、存储介质及终端；解决了无法真实模拟烧蚀过程的问题，其技术方案要点是，先进行气动计算形成气动参数信息，再进行烧蚀与热传导的耦合计算，通过烧蚀计算形成烧蚀量信息以及热壁热流信息；根据烧蚀量信息更新飞行器端头的形状数据信息；根据热壁热流信息进行热传导计算形成温度数据信息；将经过热传导计算后的温度数据信息更新至烧蚀计算中以供下阶段的烧蚀与热传导的耦合计算；获取更新后的空气域数据信息以及更新后的温度数据信息以供下阶段的气动计算，本发明的将气动、烧蚀以及热传导进行相互耦合以实现对烧蚀过程的模拟，且多种参数耦合计算后使得模拟过程更加准确、真实。
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公开(公告)号：CN110793995A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201911007792.4
申请日：2019-10-22
Applicant: 中国科学院力学研究所
Abstract: 本发明涉及陶瓷基复合材料在具高应力梯度的热机械载荷下结构损伤的评估，公开了量化陶瓷基复合材料各向异性热机械损伤的方法，其包括：S1：定义CMCs各向异性热机械损伤的量化条件；S2：通过一组损伤变量表征材料不同主方向上的损伤；S3：定义含热机械损伤材料的弹性应变能ρΦ的函数，推导出材料的弹性应变能密度释放率与相应状态下的热机械损伤变量之间的关系；S4：推导出CMCs在单次热机械载荷下的热机械损伤参量的增量表达式及全量表达式；S5：推导出CMCs在具高应力梯度的热机械载荷下累积损伤表达式及能量耗散表达式。本发明为CMCs的热机械疲劳寿命预测和损伤判据建立提供依据。
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公开(公告)号：CN110793995B
公开(公告)日：2021-04-27
申请号：CN201911007792.4
申请日：2019-10-22
Applicant: 中国科学院力学研究所
Abstract: 本发明涉及陶瓷基复合材料在具高应力梯度的热机械载荷下结构损伤的评估，公开了量化陶瓷基复合材料各向异性热机械损伤的方法，其包括：S1：定义CMCs各向异性热机械损伤的量化条件；S2：通过一组损伤变量表征材料不同主方向上的损伤；S3：定义含热机械损伤材料的弹性应变能ρΦ的函数，推导出材料的弹性应变能密度释放率与相应状态下的热机械损伤变量之间的关系；S4：推导出CMCs在单次热机械载荷下的热机械损伤参量的增量表达式及全量表达式；S5：推导出CMCs在具高应力梯度的热机械载荷下累积损伤表达式及能量耗散表达式。本发明为CMCs的热机械疲劳寿命预测和损伤判据建立提供依据。
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公开(公告)号：CN110749250B
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN201911044705.2
申请日：2019-10-30
Applicant: 中国科学院力学研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明涉及航空航天飞行器的技术领域，尤其是涉及一种高超声速飞行器保护罩。一种高超声速飞行器保护罩，包括第一保护罩片体和第二保护罩片体，所述第一保护罩片体的第一拆分面上成型有定位沿，所述定位沿包括多条定位凸条和多个定位凸块，相邻的两条定位凸条以其中一条定位凸条的侧边与第一保护罩片体的外侧壁对齐、另一条定位凸条的侧边与第一保护罩片体的外侧壁对齐的方式交错设置，相邻的定位凸条之间通过定位凸块相连接，所述第二保护罩片体的第一拆分面上成型有与定位沿对应嵌合的定位槽。第一保护罩片体和第二保护罩片体受力挤压时，由于有定位沿与定位槽的交错卡合结构增加其强刚度，因此不会产生形变缝隙。
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