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公开(公告)号:CN110765550B
公开(公告)日:2024-02-09
申请号:CN201910989548.6
申请日:2019-10-17
申请人: 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号: G06F30/15 , G06F119/14
摘要: 本发明公开了一种面对称再入飞行器结构静力试验载荷设计的最小二乘方法分为四个步骤:第一步,根据输入的六分量形式的站位气动载荷和站位质量形式的质量分布,计算分段六分量形式的气动力和惯性力及其合力;第二步,根据分段六分量形式合力,给出分段等效载荷的大小和等效作用位置的最小二乘解;第三步,根据分段等效载荷的大小和等效作用位置,利用杠杆分配原理,给出站位等效载荷的“两点挑”求解方法,得到了站位三分量形式等效加载力大小及其等效作用位置;第四步,利用分段等效载荷和站位等效载荷,求出加载站位的力矩偏差,以进行(56)对比文件Edmondo Minisci, MassimilianoVasile.Robust design of a re-entryunmanned space vehicle by multi-fidelityevolution control.Proceedings of the 13thannual conference on Genetic andevolutionary computation.2011,第689-696页.
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公开(公告)号:CN109214131B
公开(公告)日:2022-12-27
申请号:CN201811279407.7
申请日:2018-10-30
申请人: 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号: G06F30/20 , G06F119/14
摘要: 本发明公开了一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统,所述方法包括如下步骤:判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷;当通过压心位置进行静力试验加载时,得到压心的线性方程组;得到压心坐标;当通过加载点位置输入确定试验载荷,得到各站位更新后三方向力和力矩;得到各站位的力偶;对各站位力偶进行累加,得到补充力;根据力矩平衡原理,得到补充力和补充力矩的平衡方程;预设三方向力矩相对误差容限,根据约束条件,采用优化算法使得输入加载点三方向补充力矩最小,得到三方向补充力,对补充力进行累加,得到试验加载所需要的三方向力。本发明提高试验载荷设计的精度和可靠性。
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公开(公告)号:CN110688780A
公开(公告)日:2020-01-14
申请号:CN201910990282.7
申请日:2019-10-17
申请人: 中国运载火箭技术研究院
摘要: 本发明公开了一种基于仿生原理的新型缓冲结构,包括:若干个刚性板和若干个夹芯层;其中,相邻两个刚性板通过所述夹芯层相连接;每个夹芯层包括多个弹性元件和多个粘性元件;其中,弹性元件提供刚度,粘性元件提供刚度和阻尼。本发明通过设计和定制其中多层的弹性元件和阻尼元件,实现新型缓冲结构的缓冲性能,并基于弹性元件和阻尼元件的串并联理论分析,给出新型缓冲结构刚度和阻尼的理论推导,然后采用这种新型缓冲结构设计平台设计一种缓冲结构,并给出其刚度和阻尼的分布规律,便于缓冲结构的选型。
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公开(公告)号:CN109583090A
公开(公告)日:2019-04-05
申请号:CN201811457897.5
申请日:2018-11-30
申请人: 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号: G06F17/50
摘要: 一种复合材料结构的铺层优化方法,属于飞行器结构机构设计领域。本发明根据所需要优化的复合材料结构在PATRAN中建立复合材料层合板结构有限元模型,并设置好优化目标、约束条件、设计变量等基础参数,从而实现后续用PCL语言对其进行优化算法嵌入,优化目标、约束条件、设计变量等内容细化,最后建立可以用于NASTRAN调用的复合材料结构铺层优化模型文件,从而完成对复合材料结构铺层的优化设计。
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公开(公告)号:CN106763424A
公开(公告)日:2017-05-31
申请号:CN201611097740.7
申请日:2016-12-02
申请人: 中国运载火箭技术研究院
CPC分类号: F16F9/16 , B64C25/60 , F16F9/3221 , F16F9/3235
摘要: 本发明涉及一种基于回油腔变油孔的起落架缓冲器设计方法,在现有起落架缓冲器的基础上,将在活塞杆上支撑的外表面沿周向均匀设置多个贯通的凹槽;在缓冲器外筒的内表面沿周向设置多个与所述凹槽对应的凸起;所述凸起位于缓冲器行程段;由功量曲线获取现有起落架缓冲器的油峰F1和气峰F2,调整油峰F1所处行程附近的缝隙的面积An,直至油峰F1与气峰F2相当;计算功量曲线上油峰F1和气峰F2之间的最低值F0,如果F0显著小于F1和F2,则减小F0所处行程附近的缝隙的面积An;计算缓冲器效率,如果满足要求则确定缓冲器外筒上的凸起尺寸。本发明的方案在较小的设计空间内实现了变油孔设计,在小型飞行器起落架高效率缓冲器设计上有着较好的优化效果。
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公开(公告)号:CN109508486B
公开(公告)日:2023-04-14
申请号:CN201811289099.6
申请日:2018-10-31
申请人: 中国运载火箭技术研究院
摘要: 本发明公开了一种螺栓连接的有限元高精度简化建模方法及系统,其中,该方法包括如下步骤:建立第一被连接件和第二被连接件的有限元模型;以第一接触区域的圆心和第二接触区域的圆心为节点,建立代表螺栓的梁单元;在第一梁单元节点与第一接触区域的节点之间、第二梁单元节点与第二接触区域的节点之间建立若干弹簧阻尼单元;将弹簧阻尼单元分组,每组赋予同一个刚度值和同一个阻尼值。此方法与传统的简化建模方法相比,可以准确模拟螺栓和被连接件之间的力学特性,并且考虑了螺栓和被连接件的空间位置和尺寸,提高了螺栓连接的有限元简化建模方法的分析精度。
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公开(公告)号:CN112525528B
公开(公告)日:2022-10-14
申请号:CN202011196648.2
申请日:2020-10-30
申请人: 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号: G01M13/025 , B64F5/60
摘要: 一种测量舵面传动机构刚度的试验方法,属于强度设计技术领域。该方法分为两个步骤:第一步根据舵面传动机构尺寸,考虑连接件柔度,给出舵面传动机构柔度的预示方法;第二步,设计测量舵面传动机构的试验装置,测量舵面传动机构的柔度和刚度。该方法可在飞行器静力试验中搭载完成,节省试验设备开支。
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公开(公告)号:CN112347686A
公开(公告)日:2021-02-09
申请号:CN202011379082.7
申请日:2020-11-30
申请人: 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F111/04 , G06F113/26 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要: 本发明公开了一种仪器安装结构的螺栓校核方法,包括:对已有飞行器仪器安装结构螺栓校核方式进行整合,确定传统螺栓校核方法;选取一种典型飞行器仪器安装结构的螺栓连接方式;确定待验证螺栓校核方法;分别采用传统螺栓校核方法和待验证螺栓校核方法建立有限元分析模型,对选取的典型飞行器仪器安装结构的螺栓连接方式进行螺栓校核;对传统螺栓校核方法和待验证螺栓校核方法进行对比分析,对待验证螺栓校核方法的全面性和可靠性进行验证。本发明既可以提高仪器安装结构中螺栓校核的工作效率,又可以保证其可靠性、全面性。
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公开(公告)号:CN106763424B
公开(公告)日:2018-11-23
申请号:CN201611097740.7
申请日:2016-12-02
申请人: 中国运载火箭技术研究院
摘要: 本发明涉及一种基于回油腔变油孔的起落架缓冲器设计方法,在现有起落架缓冲器的基础上,将在活塞杆上支撑的外表面沿周向均匀设置多个贯通的凹槽;在缓冲器外筒的内表面沿周向设置多个与所述凹槽对应的凸起;所述凸起位于缓冲器行程段;由功量曲线获取现有起落架缓冲器的油峰F1和气峰F2,调整油峰F1所处行程附近的缝隙的面积An,直至油峰F1与气峰F2相当;计算功量曲线上油峰F1和气峰F2之间的最低值F0,如果F0显著小于F1和F2,则减小F0所处行程附近的缝隙的面积An;计算缓冲器效率,如果满足要求则确定缓冲器外筒上的凸起尺寸。本发明的方案在较小的设计空间内实现了变油孔设计,在小型飞行器起落架高效率缓冲器设计上有着较好的优化效果。
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公开(公告)号:CN107972843A
公开(公告)日:2018-05-01
申请号:CN201711100046.0
申请日:2017-11-09
申请人: 中国运载火箭技术研究院
CPC分类号: B64C1/00 , B64C1/069 , B64C1/12 , B64C2001/0072 , B64C2201/021
摘要: 一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统,包括机身(1)、机翼(2)、上尾翼(3)、下尾翼(8)、副翼(28);机翼(2)位于在机身上蒙皮(12)中部,与机翼机身连接框(15)固定,机翼(2)安装副翼(28);上尾翼(3)安装在机身上蒙皮(12)尾锥段并与尾翼安装框(16)固定连接,上尾翼(3)上安装方向舵;下尾翼(8)安装在尾锥下蒙皮(6)上并与下尾翼安装框(7)固定。本发明除极少数承受冲击载荷结构外,所有主承力结构均采用复合材料,与以往该类型无人机结构技术相比,巧妙地利用了复合材料的材料特性,满足小型高速无人机全复合材料结构承载、功能要求,低成本、高可维护性。
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