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公开(公告)号：CN103587709A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310526909.6
申请日：2013-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种用于直升机挂载飞行器的挂架系统包括：挂架钢索、挂架主结构、稳定装置、防摆组件、分离释放组件；挂架钢索包括与直升机钢索连接接头组件、钢索、钢索与挂架主结构连接组件，挂架钢索通过钢索与挂架主结构连接组件连接挂架主结构，通过与直升机钢索连接接头组件连接直升机钢索；稳定装置通过与挂架主结构连接；防摆组件共4个，对称分布安装在挂架主结构上；分离释放组件前后各一个，包括吊耳连接件、分离火工品，吊耳连接件与挂架主结构连接，吊耳连接件通过分离火工品与飞行器的吊耳连接，分离火工品在指令控制下起爆能够实现挂架系统与飞行器的分离。
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公开(公告)号：CN112364542B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202011270015.1
申请日：2020-11-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/23
Abstract: 一种多自由度太阳电池阵模态特性数据确定方法，基于展开零位太阳电池阵结构、机构方案、质量特性，建立零位状态太阳电池阵的有限元模型；将零位状态太阳电池阵的有限元模型的所有节点通过分成固定部分节点组和转动部分节点组；将绕A轴转角范围按照▽a分为M个参数，将绕B轴转角范围按照▽β分为N个参数；将转动部分节点组进行坐标变换，共得到M×N种状态下的太阳电池阵有限元模型；通过有限元方法获取太阳电池阵所有有限元节点的质量矩阵；针对M×N组状态下太阳电池阵有限元模型，进行模态分析，提取模态频率、模态振型、坐标矩阵、对质心的惯性惯量矩阵；求取转动耦合系数，采用惯量完备性原则验证模态截断的合理性。
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公开(公告)号：CN103587709B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201310526909.6
申请日：2013-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种用于直升机挂载飞行器的挂架系统包括：挂架钢索、挂架主结构、稳定装置、防摆组件、分离释放组件；挂架钢索包括与直升机钢索连接接头组件、钢索、钢索与挂架主结构连接组件，挂架钢索通过钢索与挂架主结构连接组件连接挂架主结构，通过与直升机钢索连接接头组件连接直升机钢索；稳定装置通过与挂架主结构连接；防摆组件共4个，对称分布安装在挂架主结构上；分离释放组件前后各一个，包括吊耳连接件、分离火工品，吊耳连接件与挂架主结构连接，吊耳连接件通过分离火工品与飞行器的吊耳连接，分离火工品在指令控制下起爆能够实现挂架系统与飞行器的分离。
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公开(公告)号：CN104850056A
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201410601351.8
申请日：2014-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G05B19/06
Abstract: 本发明涉及一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，属于飞行器气动弹性力学及大型地面试验技术领域。本发明解决了首个具有多控制面、多控制通道耦合的空天飞行器结构弹性以及控制面的惯性耦合效应试验验证技术问题；本发明可获得飞行器系统各个环节的传递函数曲线，并确定伺服弹性稳定裕度，对理论模型及分析结果进行校核和修正；本发明优化了飞行控制参数，确保飞行的安全可靠。
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公开(公告)号：CN114166443B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202111284800.7
申请日：2021-11-01
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M7/02
Abstract: 一种仪器安装结构组件动包络干涉测试与改进方法，包括如下步骤：确定仪器安装结构组件的方案；采用锤击激励法进行仪器安装结构组件的模态试验；进行仪器安装结构组件的正弦扫描低频振动试验；对模态试验结果和振动试验结果，采用频率正弦扫描曲线突变法和理论计算法对仪器安装结构组件可能存在的动包络干涉进行识别；识别结果存在动包络干涉时，利用提高结构一阶频率的方法进行改进；对改进后的仪器安装结构组件进行验证，直到仪器安装结构组件不存在动包络干涉。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106844863B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201611203353.7
申请日：2016-12-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种空天飞行器内外压平衡系统设计方法，属于航天运输系统领域。该方法包括飞行器舱室内外压平衡方案、通气孔的位置选择、通气孔的大小及形状选择，舱内容积和通气孔大小关系，舱内仪器设备布局和热流环境对通气孔位置的约束，及方案合理性验证方法。本设计方法相对较为简单，易于实现，无其他附加的机构或控制元器件，不仅不增加额外重量，而且避免了因系统冗余复杂而产生的可靠性降低问题，而且普适性强，不仅适用于带翼空天飞行器，对于非密封式的可穿越大气层飞行器的飞行器，均可适用。
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公开(公告)号：CN104850056B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201410601351.8
申请日：2014-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，属于飞行器气动弹性力学及大型地面试验技术领域。本发明解决了首个具有多控制面、多控制通道耦合的空天飞行器结构弹性以及控制面的惯性耦合效应试验验证技术问题；本发明可获得飞行器系统各个环节的传递函数曲线，并确定伺服弹性稳定裕度，对理论模型及分析结果进行校核和修正；本发明优化了飞行控制参数，确保飞行的安全可靠。
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公开(公告)号：CN104200016B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201410412635.2
申请日：2014-08-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明一种多舵面飞行器模态计算与验证方法，采用等刚度法建立飞行器舵面传动机构有限元模型，采用有限元模型组装方法建立全飞行器有限元模型，预示飞行器主要模态特性；并采用步进正弦扫描法开展模态试验进行验证，针对多舵面飞行器模态试验时，由于舵面机构连接间存在间隙，影响模态稳定性问题，本发明采用了一种舵面加载方法，克服舵面机械间隙，消除了模态频率、模态共振的不稳定性。本发明有效验证了模态预示方法的科学性，同时采用的舵面逐步加载方法有效克服模态的不稳定性。
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公开(公告)号：CN104648690B
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201410682605.3
申请日：2014-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，该方法包括全飞行器落震试验仿真预示分析和全飞行器落震试验，通过理论仿真预示，获得了全飞行器的落震高度和俯仰角作为全飞行器落震试验的状态参数，根据理论仿真预示开展全飞行器落震试验，从而获取了着陆冲击时飞行器上设备所承受的加速度冲击环境，为检验着陆冲击力学环境试验技术条件的正确性提供重要的试验依据，同时达到了验证起落架缓冲系统在着陆冲击环境下设计行程等指标是否达到要求以及全飞行器在GNC系统通电闭环工作状态下，GNC系统对着陆大冲击过载环境的适应性，为飞行器飞行验证试验的成功提供重要保障。
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公开(公告)号：CN104648690A
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201410682605.3
申请日：2014-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，该方法包括全飞行器落震试验仿真预示分析和全飞行器落震试验，通过理论仿真预示，获得了全飞行器的落震高度和俯仰角作为全飞行器落震试验的状态参数，根据理论仿真预示开展全飞行器落震试验，从而获取了着陆冲击时飞行器上设备所承受的加速度冲击环境，为检验着陆冲击力学环境试验技术条件的正确性提供重要的试验依据，同时达到了验证起落架缓冲系统在着陆冲击环境下设计行程等指标是否达到要求以及全飞行器在GNC系统通电闭环工作状态下，GNC系统对着陆大冲击过载环境的适应性，为飞行器飞行验证试验的成功提供重要保障。
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