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公开(公告)号：CN114278460B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202111594629.X
申请日：2021-12-23
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种轴对称天线罩包罩试验喷管型线设计方法，属于飞行器结构试验技术领域，解决了现有技术中天线罩包罩试验中能量利用率低、成本较高的问题。该方法包括：设置喉道间隙尺寸以及喷管上各控制点的轴向位置，计算喉道面积，并根据各控制点压力计算来流总压及各控制点的流动马赫数；根据所述各控制点的流动马赫数和所述喉道面积，计算各控制点的无粘流道间隙尺寸；根据所述来流总压及各控制点的流动马赫数，计算各控制点的流道间隙边界层厚度；根据所述各控制点的轴向位置、所述无粘流道间隙尺寸和所述流道间隙边界层厚度，计算各控制点坐标，将得到的所述控制点拟合成连续光滑曲线，生成喷管型线。
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公开(公告)号：CN112710191A
公开(公告)日：2021-04-27
申请号：CN202011617981.6
申请日：2020-12-30
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种气体弹射系统，该弹射系统包括能量发生装置和密封腔，密封腔包括准备单元和弹射单元，准备单元内置气体发生物质，发射单元内部设置弹射体，准备单元的壁面上开设能量输入窗口，气体发生物质通过能量输入窗口吸收能量发生装置发出的能量并转化为气体，用于推动弹射体运动，发射单元的壁面上设置有气密阀门，用于使被气体推动的弹射体从密封腔中释放出去。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中蒸汽弹射器结构复杂、体积大、可控性差的技术问题。
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公开(公告)号：CN110160738B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201910216105.3
申请日：2019-03-21
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置，方法包括以下步骤：步骤1、选取一翼型并获取翼型的相关参数，基于相关参数将翼型上表面节点依次相连得到翼型曲线；步骤2、以翼型前缘点至后缘点连线作为轴线，并沿轴线将翼型曲线旋转成体得到旋成体；步骤3、沿轴线，获取旋成体的半模模型；步骤4、以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型；步骤5、将实体模型进行实体抽壳，得到开口壳体模型；步骤6、在开口壳体模型上设置翼面接头的插入通孔即可。本发明能够解决目前翼面风洞试验时，由于洞壁等干扰较大导致的试验数据获取不准确等技术问题。
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公开(公告)号：CN110162817A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201811127641.8
申请日：2018-09-27
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种静气动弹性试验模型和设计方法，通过采用将本体按照结构和材料变化之处分段，然后模型根据本体的分段，采用分段变截面的主梁来模拟本体的刚度，采用蒙皮来模拟本体的外形，从而在按照本体详细的结构的基础上，对本体进行模型的制作。应用本发明的技术方案，解决了现有模型制作不能对本体复杂结构进行模拟，和现有仿真的方案模型制作复杂的问题，实现了静气动弹性试验模型的要求。
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公开(公告)号：CN107221231A
公开(公告)日：2017-09-29
申请号：CN201710593785.1
申请日：2017-07-20
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G09B23/00
CPC classification number: G09B23/00
Abstract: 本发明公开了一种管内激光水下爆炸发射推进航行体发射出管的新方法，通过将高能激光聚焦到模型尾部产生爆轰波及高温高压产物气泡，并在发射管约束条件下的爆轰波传播及气泡脉动产生推力，从而实现将航行体垂直发射出管。本发明将激光水下爆炸能量集中作用于航行体运动，极大减小了能量耗散，提供足够推力作用及持续时间，达到了航行体发射出管能量需求，相比现有的化学燃料发射推进方法，本发明可实现燃料、推进器与航行体的有效分离，从而降低航行体总重量，以实现增大有效载荷的作用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114357621A
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202210004510.0
申请日：2022-01-04
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种飞行器活动部件展开过程支反力载荷计算方法及系统，属于航空航天技术领域，解决了现有技术中现有飞行器活动部件连接处结构/机构设计缺少载荷输入的问题。该方法包括：获取活动部件在不同展开位置处的作动力、作动夹角、气动力和气动力矩，基于活动部件的展开转轴建立载荷分析坐标系；基于活动部件在不同展开位置处的活动部件质心与转轴的连线与载荷分析坐标系坐标轴的夹角θ1、作动夹角θ2、作动力作用点与转轴连线与载荷分析坐标系坐标轴的夹角θ3、作动力、气动力矩，获取活动部件在不同展开位置处的角加速度；基于活动部件以及每个展开位置处的气动力、作动力、角加速度以及上述夹角θ1、θ2、θ3计算活动部件在每个展开位置处的支反力。
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公开(公告)号：CN110162822B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201910206453.2
申请日：2019-03-19
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法，该方法包括：一，对变形气动面进行网格划分；二，获取结构模态信息并将其插值到变形气动面的气动网格上，确定变形气动面的结构运动规律；三，确定时域分析计算步长；四，基于全位势流理论，在各个气动网格上布置涡环，利用非定常伯努利方程计算获取变形气动面网格上的气动力的大小和分布；五，将后缘尾涡以当地流场速度运动一个时间步长的位移以形成下游尾涡流场；六，将下一时间步长下的结构模态信息插值到变形气动面网格上，重复步骤四和步骤五，直至完成时域内推进非定常气动力的求解。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中时域气动力计算建模复杂且计算效率低的技术问题。
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公开(公告)号：CN110162823B
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN201910206454.7
申请日：2019-03-19
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种考虑气动面曲面效应和法向运动的非定常气动力计算方法，该方法包括：对飞行器的变形后气动面进行网格划分；获取飞行器的结构弹性模态；提取与变形后气动面相关的结构弹性模态并插值到气动网格上；在网格上布置偶极子基本解，求解核函数，根据核函数求解气动力影响系数矩阵；计算变形后气动面的气动网格的当地法向量；根据变形后气动面的法向模态求解法向运动边界条件；求解变形后气动面网格上的非定常气动力；根据变形后气动面网格上的非定常气动力和变形后气动面的法向模态以获取广义化的曲面非定常气动力。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法实现柔性飞行器频域非定常气动力的准确描述和计算的技术问题。
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公开(公告)号：CN110162826A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910212466.0
申请日：2019-03-20
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提出一种薄壁结构热气动弹性动响应分析方法，根据薄壁结构和边界条件，将薄壁结构离散为七个自由度壳单元，将加肋离散为七个自由度梁单元，建立薄壁的有限元模型，得到结构有限元网格；将薄壁结构温度场施加到结构有限元网格上，对有限元模型进行线性颤振分析，得到每个减缩频率k对应的非定常气动力矩阵Qk，拟合出非定常气动力矩阵的时域表达式；对得到的非定常气动力矩阵的时域表达式进行迭代计算，进行薄壁的非线性瞬态响应分析，得到薄壁结构非线性热气动弹性动响应。本发明的方法可以解决复杂薄壁结构的非线性热气动弹性动响应的计算问题。
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公开(公告)号：CN110162823A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910206454.7
申请日：2019-03-19
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种考虑气动面曲面效应和法向运动的非定常气动力计算方法，该方法包括：对飞行器的变形后气动面进行网格划分；获取飞行器的结构弹性模态；提取与变形后气动面相关的结构弹性模态并插值到气动网格上；在网格上布置偶极子基本解，求解核函数，根据核函数求解气动力影响系数矩阵；计算变形后气动面的气动网格的当地法向量；根据变形后气动面的法向模态求解法向运动边界条件；求解变形后气动面网格上的非定常气动力；根据变形后气动面网格上的非定常气动力和变形后气动面的法向模态以获取广义化的曲面非定常气动力。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法实现柔性飞行器频域非定常气动力的准确描述和计算的技术问题。
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