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公开(公告)号：CN113086224A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110283426.2
申请日：2021-03-17
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64D47/00
Abstract: 本发明提出一种设备安装热桥抑制结构，设备通过设置在设备壳体上的转接耳片悬空安装，转接耳片通过连接螺钉与安装支脚的顶部连接，安装支脚安装在设备舱壳体热防护结构内部，安装支脚底部通过转接垫片与设备舱壳体连接，安装支脚为中空结构的薄壁结构，在安装支脚内部及外部区域设置热解材料。本发明采用中空结构安装支脚及悬空安装方式，大幅降低热量通过热桥传递到舱内及设备壳体上，实现有效热防护。
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公开(公告)号：CN118013639A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202311873470.4
申请日：2023-12-29
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，包括一，建立模态分析有限元网格；二，建立有限元网格插值节点集；三，建立翼舵质量表征节点集；四，获得刚体振型，一至四为模态分析前处理，同时为颤振分析、气动伺服弹性分析前处理提供数据；五，确定颤振分析控制参数、气动参数及工况；六，建立翼舵部件的气动面；七，建立机体的体类气动面，五至七为颤振分析前处理，同时为伺服气动弹性分析前处理提供数据；八，生成非定常气动力求解文件；九，生成广义质量求解文件，八至九为气动伺服弹性前处理。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中飞行器模态分析、颤振分析以及气动伺服弹性中前处理相互独立的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112270046B
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202011239975.1
申请日：2020-11-09
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种进气道保护罩分离轨迹仿真方法，所述方法包括：建立全飞行器模型；建立流场模型；设置流场模型的边界条件，得到包含边界条件的流场模型；对全飞行器模型和包含边界条件的流场模型进行耦合，得到耦合仿真模型；获取进气道保护罩的位移、舱体的位移、翼舵结构的位移、进气道保护罩的应力、舱体的应力和翼舵结构的应力；获取进气道保护罩分别与舱体和翼舵结构的相对位移曲线；获取进气道保护罩分别与舱体和翼舵结构的接触力变化曲线；获取进气道保护罩分离后的运动轨迹。本发明的方法能够解决进气道保护罩分离过程中的安全性问题。
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公开(公告)号：CN113086224B
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202110283426.2
申请日：2021-03-17
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64D47/00
Abstract: 本发明提出一种设备安装热桥抑制结构，设备通过设置在设备壳体上的转接耳片悬空安装，转接耳片通过连接螺钉与安装支脚的顶部连接，安装支脚安装在设备舱壳体热防护结构内部，安装支脚底部通过转接垫片与设备舱壳体连接，安装支脚为中空结构的薄壁结构，在安装支脚内部及外部区域设置热解材料。本发明采用中空结构安装支脚及悬空安装方式，大幅降低热量通过热桥传递到舱内及设备壳体上，实现有效热防护。
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公开(公告)号：CN111982436A
公开(公告)日：2020-11-24
申请号：CN202010728385.9
申请日：2020-07-24
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明提出了一种模态试验柔性预载施加装置，包括弹性部件、测力计(4)、可调连杆组件(5)以及固定梁(7)。被考核非线性结构与固定梁(7)分别固定在地面上，弹性部件、测力计(4)与可调连杆组件(5)串连连接，两端分别连接到被考核非线性结构与固定梁(7)上。调节可调连杆组件(5)长度，引起弹性部件长度变化，从而改变预载荷大小，然后通过测力计(4)获取预载的数值。本发明装置连接简单、预载荷调整便捷、可在线获取预载数值，在非线性结构模态试验中采用该装置，既不附加质量和刚度情况下，又可获取结构完整稳定的模态参数。
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公开(公告)号：CN115618483A
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202211157160.8
申请日：2022-09-22
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种颤振分析建模方法，包括：建立全飞行器的结构模型，对全飞行器的结构模型进行有限元离散以获取全飞行器的模态分析模型；在全飞行器机身上选取机体插值节点，在全飞行器的翼面上选取翼面插值节点；根据设定马赫数确定分析工况，确定控制参数、气动参数和坐标系，生成后处理关键词；依次选取全飞行器的模态分析模型中的翼类有限元模型的关键节点，建立翼类气动面，利用翼面插值节点对翼类气动面进行插值以完成翼类气动面的建模；建立体类气动面，利用机体插值节点对体类气动面进行插值以完成体类气动面的建模。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中飞行器模态分析和颤振分析中建模相互独立的技术问题。
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公开(公告)号：CN112270046A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011239975.1
申请日：2020-11-09
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种进气道保护罩分离轨迹仿真方法，所述方法包括：建立全飞行器模型；建立流场模型；设置流场模型的边界条件，得到包含边界条件的流场模型；对全飞行器模型和包含边界条件的流场模型进行耦合，得到耦合仿真模型；获取进气道保护罩的位移、舱体的位移、翼舵结构的位移、进气道保护罩的应力、舱体的应力和翼舵结构的应力；获取进气道保护罩分别与舱体和翼舵结构的相对位移曲线；获取进气道保护罩分别与舱体和翼舵结构的接触力变化曲线；获取进气道保护罩分离后的运动轨迹。本发明的方法能够解决进气道保护罩分离过程中的安全性问题。
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