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公开(公告)号：CN116215841A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310138473.7
申请日：2023-02-14
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC分类号： B64C9/02
摘要： 本发明公开了一种分体式腹鳍连接结构及连接方法，将腹鳍分成前后两段，前段腹鳍提前安装，后段腹鳍先不安装等到方向舵安装完毕后，再通过外部连接形式安装腹鳍后段。前段腹鳍通过模压石英/酚醛材料和腹鳍金属芯整体成型，即确保了腹鳍结构表面耐高温又保证腹鳍结构自身强度满足飞行条件，同时腹鳍金属芯底面连接孔可保证腹鳍结构和舱体连接的可靠性，后段腹鳍为模压石英/酚醛材料整体成型。前后两段腹鳍通过模压石英酚醛螺栓连接，完全可以在舱体外部操作完成，不受舱内空间的影响。规避了产品装配形式对腹鳍和空气舵的外形约束，提高了飞行器气动和控制特性，提升飞行器综合性能。
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公开(公告)号：CN113591200B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202110632281.2
申请日：2021-06-07
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
摘要： 本发明是一种基于等效能量理论的摩擦间隙配合的支杆连接结构动特性分析方法。包括步骤：采用模态叠加的稳态动力学分析方法，对完全连接关系的有限元模型进行基于频域的正弦扫频分析，获得正弦扫频分析结果；提取出连接支杆在对应响应强度振动下的截面力载荷作为支杆截面载荷；将支杆截面载荷和摩擦力f进行对比；若支杆截面载荷大于摩擦力，则进行等效处理，获得等效后的有限元分析模型；对等效后的有限元分析模型再次进行正弦扫频分析，得到考虑摩擦间隙配合下的结构动特性响应。本发明能够解决支撑结构接头摩擦间隙配合导致的大尺寸结构动特性预示难的问题。
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公开(公告)号：CN114880765B
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202210424532.2
申请日：2022-04-21
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
摘要： 随着对临近空间飞行器性能需求的提升，结构系统轻质化逐渐成为关键技术。为了实现飞行器结构系统轻质化，薄壁舱体结构被广泛应用，在满足强度需求的前提下，实现结构轻质化设计。然而薄壁舱段结构在大弯矩载荷工况及横法向振动条件下，蒙皮容易发生大变形，形成负刚度形式的全新几何包络。薄壁结构的负刚度变形导致舱体稳定特性发生大幅改变，传统基于线性化的稳定性计算方法不再适用。本发明一种薄壁复合材料舱体负刚度稳定性分析方法，建立基于几何非线性假设的有限元修正模型，采用弧长法对产生负刚度变形的薄壁结构进行稳定性预示，避免薄壁结构发生失稳带来的气动外形变化及强度破坏。
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公开(公告)号：CN118189755A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410192816.2
申请日：2024-02-21
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
摘要： 本发明提出一种分离整流一体化的柔性充气整流罩，属于飞行器设计技术领域，包括整流罩头锥、柔性整流罩壁、整流罩后端连接框、可控断裂连接件和气体增压装置；整流罩头锥外形根据气动外形需要设计；柔性整流罩壁充气后为圆锥台状，小端外径与整流罩头锥的端面外径一致，靠近飞行器本体的一侧设置有整流罩后端连接框；柔性整流罩壁分别与整流罩头锥和整流罩后端连接框通过不锈钢钢丝缝合固定；飞行器本体连接框和整流罩后端连接框之间通过可控断裂连接件连接固定，连接处密封；气体增压装置设置在有效载荷和柔性整流罩壁之间，排气孔设置在柔性整流罩壁的空腔内。本发明在实现整流罩功能的基础上，降低了结构重量和成本。
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公开(公告)号：CN116620572A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310464735.9
申请日：2023-04-26
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
摘要： 本发明公开了一种基于底遮板界面压接的飞行器连接结构和飞行器。飞行器连接结构应用于飞行器，飞行器包括飞行器舱体和载荷，飞行器连接结构包括：转接支架，转接支架和载荷容置于飞行器舱体，转接支架的前端法兰的中心区域与载荷固定连接，前端法兰的外周与飞行器舱体连接，转接支架和飞行器舱体之间可分离；底遮板，底遮板与转接支架的后端法兰固定连接，并封盖飞行器舱体的舱体开口，在转接支架和飞行器舱体之间分离后，载荷通过舱体开口从飞行器舱体脱出。由此可以简化分离界面，提升分离可靠度，同时适应轻质化的大面积薄底遮板结构。底遮板四周与舱体为搭接连接，在底遮板与舱体搭接区域设置柔性缓冲隔热材料，保证搭接部位的热密封性。
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公开(公告)号：CN116238705A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202310165658.7
申请日：2023-02-24
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
发明人： 刘滔 , 毛婷 , 赵楠 , 赵良 , 黄永辉 , 卢志鎏 , 杨缙 , 刘志超 , 秦琪 , 高原 , 崔慧永 , 单翰祥 , 解向前 , 高兴 , 巩英辉 , 张鹏宇 , 方洪 , 孔凡玲 , 孙冬雪 , 纪祖赑 , 王正宇
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 一种适用内装大载荷高速分离的低成本试验方法，属于机械技术领域。本发明在传统吊挂分离试验的基础上，采用滑轮组+重物的方式模拟分离力加载，从而实现内装大载荷的高速分离地面试验。整个试验系统由试验件、悬吊装置、加载装置、地面测控及回收装置组成，其中试验件由试验舱体、内装大载荷、飞行器上测量设备、连接解锁装置构成；悬吊设备由吊架和吊具组成；加载装置由滑轮组和加载重物组成；地面装置由地面测量设备、重物释放控制装置以及地面回收装置组成。本发明解决了现有内装大载荷高速分离试验成本高、试验复杂对试验条件依赖高的缺点，可以相对低的成本和试验条件实现内装大载荷高速分离试验的地面试验验证。
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公开(公告)号：CN113591200A
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110632281.2
申请日：2021-06-07
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
摘要： 本发明是一种基于等效能量理论的摩擦间隙配合的支杆连接结构动特性分析方法。包括步骤：采用模态叠加的稳态动力学分析方法，对完全连接关系的有限元模型进行基于频域的正弦扫频分析，获得正弦扫频分析结果；提取出连接支杆在对应响应强度振动下的截面力载荷作为支杆截面载荷；将支杆截面载荷和摩擦力f进行对比；若支杆截面载荷大于摩擦力，则进行等效处理，获得等效后的有限元分析模型；对等效后的有限元分析模型再次进行正弦扫频分析，得到考虑摩擦间隙配合下的结构动特性响应。本发明能够解决支撑结构接头摩擦间隙配合导致的大尺寸结构动特性预示难的问题。
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公开(公告)号：CN113184161A
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202110474098.4
申请日：2021-04-29
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC分类号： B64C1/06
摘要： 一种承受大轴压异型壳体及起吊结构，前端框和后端框之间通过多个纵向加强筋连接，纵向加强筋的一端与后端框连接孔的位置对应；前端框为轴对称结构，前端框的边缘设置有多个前端框连接孔；前端框连接孔的两侧分别设置有一根纵向加强筋；前端框和后端框之间设置有起吊孔，起吊孔和前端框之间通过起吊孔纵向加强筋A固定连接，起吊孔和后端框之间通过起吊孔纵向加强筋B固定连接；起吊孔上还设置有起吊孔横向加强筋用于加强固定。本发明针对舱体承受载荷的特点，优化壳体传力路径，根据承力大小优化加强筋的位置、筋宽、筋厚，最终实现最小重量承受最大载荷的功能。
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公开(公告)号：CN116573166A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310468071.3
申请日：2023-04-26
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
摘要： 本发明公开了一种高效轻质化高精度的导向轮系安装结构和飞行器。导向轮系安装结构包括：飞行器舱体框梁，用于容置载荷，包括沿导向轮系安装结构的轴向平行间隔设置的多个环形框梁；多个导向轮系安装基座，每个导向轮系安装基座沿轴向设置，多个导向轮系安装基座均匀固定于多个环形框梁的内侧；多个导向轮系结构，沿轴向一一对应地固定于多个导向轮系安装基座上，用于与载荷导向配合。在保证导向轮系安装精度的基础上，提升结构承载效率，降低结构重量，同时增强相应高精度连接结构的工艺实现性，提高生产效率。
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公开(公告)号：CN116451345A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310332649.2
申请日：2023-03-30
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 一种内装载荷分支模态振型拟合方法及系统，将飞行器壳体简化为弹性梁串联集中质量的主梁结构，内装载荷简化为弹性梁串联集中质量的分支梁结构，内装载荷与飞行器之间的弱连接结构简化为连接主梁与分支梁的线弹簧和扭簧，计算系统模态参数，并结合模态试验结果对主梁结构进行初步修正，通过选取关键位置，采用样条插值函数，并调整分支梁关键位置振型大小，生成满足惯性平衡要求的拟合分支振型。根据分支梁计算振型与拟合振型的相关性，在计算模型中调整分支梁与主梁之间的连接刚度，迭代计算系统模态参数至相关性满足要求并记录主梁振型，评估计算所得主梁振型与主梁试验振型的相关性，根据相关性结果迭代调整得到最终分支拟合振型完成拟合。
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