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公开(公告)号：CN117168998A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202310883898.0
申请日：2023-07-19
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
摘要： 本发明提出一种柔性翼面的力热联合试验方法，属于测量测试技术领域，包括如下步骤：S1、对柔性翼面底部支撑托架进行固支；S2、在柔性翼面的上、下表面分别布置石英灯和气囊；气囊表面耐热温度大于加热条件的最高温度；S3、在柔性翼面的上表面布置位移传感器，在外翼前缘粘贴高温应变片；S4、通过气囊充气对柔性翼面下表面进行静力加载；S5、通过石英灯对柔性翼面的上表面进行加热；S6、按照预定方案对柔性翼面进行逐级加温，最终达到试验条件；S7、记录测点数据，得到试验曲线；S8、对试验数据进行分析，验证柔性翼面是否满足要求，完成力热联合试验，解决了现有技术无法同时实现柔性翼面表面外压加载和加热，影响试验结果准确性的问题。
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公开(公告)号：CN107134629A
公开(公告)日：2017-09-05
申请号：CN201710042196.4
申请日：2017-01-20
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种结构电气一体化波导网络设计方法和结构，其中，所述方法包括：根据已安装固定的Ka频段设备和Ka天线之间的第一相对位置，选择与第一相对位置相匹配的第一金属波导；根据Ka频段设备的安装位置，确定第一金属波导的安装位置并安装；根据安装后的第一金属波导与Ka天线之间的第二相对位置，选择与第二相对位置相匹配的第一柔性波导；根据选择的第一金属波导和第一柔性波导，通过结构数字模装，模拟设备间的插接，得到多个备选波导网络；分别计算多个备选波导网络对应的通信链路的第一信号衰减，将第一信号衰减小于等于总衰减阈值的一个或多个备选波导网络作为设计波导网络。本发明实现了波导网络的结构电气一体化设计。
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公开(公告)号：CN117054251A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202310883798.8
申请日：2023-07-19
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所
摘要： 本发明提出一种柔性蒙皮结构的力热联合试验方法，属于材料性能试验技术领域，包括如下步骤：S100、对待测产品和试验装置进行固定；在待试验的柔性蒙皮结构上表面布设石英灯，下表面布设皮囊；在柔性蒙皮结构表面布设应变、温度传感器；S200、进行静力加载并保持；对皮囊充气，进行静力加载；S300、进行热负荷加载；保持皮囊内压强大小不变，打开石英灯进行加热；S400、测点数据收集和处理；加载过程中记录各测点的数据，得到试验曲线，根据曲线确定达到设计载荷时的应变大小和位移大小；S500、对试验数据进行后处理分析，验证产品是否满足强度和刚度要求，完成试验。本发明解决了现有技术中柔性蒙皮结构试验时气动载荷和加热条件模拟效果不理想的问题。
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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：CN113280690B
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202110475784.3
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： F42B10/62
摘要： 一种采用柔性蒙皮的双伺服驱动端头摆动结构及控制方法，采用左右对称的驱动结构，利用内部的联轴套筒连接，通过摆动端头驱动机构对端头进行驱动，实现端头摆动以改变弹体外形并提升弹头控制效率的目的，同时基于柔性蒙皮设计，实现端头摆动过程中导弹外形的连续变化，通过双臂支撑降低单个伺服驱动力的需求以适应端头装填空间小的特点，摆动结构稳定，驱动端头摆动过程外形变化连续光滑，气动特性优异。
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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：CN104567561A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201310515564.4
申请日：2013-10-28
申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明涉及异形飞行器舱段连接技术领域，具体公开了一种适用于分瓣抛罩的异形构型导弹舱段连接结构。该连接结构包括导引舱金属壳体、战斗部舱金属壳体和舱体转接环，其中，舱体转接环为阶梯圆柱筒结构，其通过螺纹结构与导引舱金属壳体固定连接，并通过防松销将舱体转接环的左侧筒壁与导引舱金属壳体连接固定；战斗部舱金属壳体与导引舱金属壳体端面匹配，且战斗部舱金属壳体内壁与舱体转接环右侧筒壁匹配，并通过连接销，实现战斗部舱金属壳体与舱体转接环的固定连接。该连接结构解决舱段大螺纹连接无法防松、异形构型舱体对接面不一致的问题；相比于花瓣式快速连接，本结构对接面承力性能好，对接面无间隙，且制造工艺容易实现。
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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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