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公开(公告)号：CN117367634A
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202311188046.6
申请日：2023-09-14
Applicant: 吉林大学 , 北京宇航系统工程研究所
IPC: G01L1/22
Abstract: 本发明公开耦合仿生压力传感器及其制备方法，包括：第一刚性孔阵列触发层，其上排列设置有多个第一凸出孔，形成第一凸出阵列孔；中间柔性缝阵列导电层，其上沉积设置有金属导电层，并在所述金属导电层上设置有缝阵列结构；第二刚性孔阵列触发层，其上排列设置有多个第二孔，形成第二阵列孔；第一电极和第二电极，所述第一电极和第二电极分别连接在所述中间柔性缝阵列导电层两端；其中，所述缝阵列结构为模仿蛛形纲生物缝感受器的缝阵列结构。本发明采用分层、分级导电层结构，模仿蛛形纲生物缝感受器、昆虫纲生物钟形感受器结构，实现小压力和较大压力范围的传感；本发明可以克服现有压力传感器难以同时兼顾高灵敏和大量程的问题。
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公开(公告)号：CN119284211A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411584524.X
申请日：2024-11-07
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种并联式星箭界面减振方法，包括：确定减振器的允许安装空间，选取减振器的外形；根据减振器外形和外载荷环境条件，确定减振器性能；确定减振器安装位置；确定减振器安装数量。本发明解决了传统串联减振方案导致的卫星分支频率降低过大问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118862278A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410860314.2
申请日：2024-06-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/10
Abstract: 一种全频段降噪整流罩及其降噪产品布局设计方法，属于航天运输系统技术领域。本发明一种全频段降噪整流罩包括前锥段、柱段；所述前锥段和柱段的外表面敷设降噪产品；前锥段上的降噪产品为管束穿孔复合吸声结构；柱段包括两部分，与前锥段连接的部分上的降噪产品为声学覆盖层，另一部分上的降噪产品为管束穿孔复合吸声结构。本发明降噪产品布局设计方法，基于降噪产品吸声性能，考虑有效载荷与整流罩的内包络及重量约束，通过分布式仿真分析，并初步提出满足全频段降噪要求的降噪产品布局方案，在开展将降噪敷设过程中根据整流罩内壁面支架、阀门、排气口等位置，确定最终整流罩降噪产品布局方式。
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公开(公告)号：CN118517964A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410530999.4
申请日：2024-04-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种保温隔声一体化整流罩降噪结构及制作方法，属于整流罩设计领域；包括防水包覆层、隔声层和保温层；其中，保温层贴附于外部整流罩的外壁；隔声层贴附于保温层的外壁；防水包覆层贴附于隔声层的外壁。保温层采用聚氨酯泡沫材料；隔声层采用三聚氰胺材料；防水包覆层采用聚酰亚胺薄膜；保温层厚度为30mm；隔声层的厚度为30mm；防水包覆层的厚度为0.1mm。降噪结构的噪声隔声量不小于3dB，保温特征时间不小于7200s；本发明既能实现运载火箭地面待发射状态的保温性能，又能有效降低运载火箭起飞段整流罩内的噪声环境。
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公开(公告)号：CN119249820A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411371819.9
申请日：2024-09-29
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种火箭脉动压力载荷时域设计方法，属于航天系统技术领域；对运载火箭的缩比模型进行风洞试验，确定动脉压力的分布规律；根据运载火箭的实际飞行情况，选取外力辨识振动测点；对外力辨识振动测点采集的振动数据进行预处理，获得振动遥测时域数据；获取运载火箭单发次的时域外力频谱图；重复上述步骤m‑1次，获得运载火箭m发次的时域外力频谱图包络，即运载火箭外力模型的时域曲线；m为不小于5的正整数；根据运载火箭外力模型的时域曲线和运载火箭的缩比模型，获取火箭的脉动压力载荷；本发明通过高精度动力学模型瞬态响应分析，获取脉动压力弹性载荷的时域计算方法，实现了对火箭飞行横向弹性载荷的有效减载。
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公开(公告)号：CN118296874A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410280566.8
申请日：2024-03-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种通过火箭子结构模态阻尼评估全箭模态阻尼的方法，该方法首先开展火箭子结构及全箭的有限元建模，获得全箭模态刚度矩阵和模态质量矩阵；然后通过火箭子结构模态试验获取模态阻尼，并根据模态频率和模态阻尼计算Rayleigh阻尼系数，得到子结构阻尼矩阵；将子结构阻尼矩阵组装得到全箭模态阻尼矩阵；最后根据全箭模态刚度矩阵和模态质量矩阵、全箭模态阻尼矩阵，计算全箭各阶模态的阻尼。本发明通过子结构模态阻尼可以评估全箭模态阻尼，进而取消全箭模态试验中对模态阻尼测量的需求，降低试验规模，节约试验成本。
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公开(公告)号：CN117538562A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311188196.7
申请日：2023-09-14
Applicant: 吉林大学 , 北京宇航系统工程研究所
IPC: G01P15/03 , G01P15/097
Abstract: 本发明公开耦合仿生加速度传感器及其制备方法，包括传感器外壳，其内设置有容纳空腔；蛛网功能层，设置在容纳空腔内、并且蛛网功能层的外壁与容纳空腔连接，蛛网功能层的中心向下凸出设置有一凸台，蛛网功能层采用仿蛛网结构；质量块，设置在蛛网功能层中心上方，并与凸台上表面贴合连接；第一电极，与凸台下表面贴合连接；第一摩擦电层，贴合连接在第一电极下表面；第二摩擦电层，设置在容纳空腔的底部中心位置，与第一摩擦电层的位置相对应，并在第二摩擦电层下方设置有第二电极，第二摩擦电层通过第二电极设置在容纳空腔的底部中心位置。本发明基于蜘蛛网特殊的粘弹性材料及稳定结构，提出一种高灵敏、大量程、自供电的耦合仿生加速度传感器。
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