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公开(公告)号：CN111141831A
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201911401974.X
申请日：2019-12-31
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种耐高温声发射传感器及其应用的热防护系统，涉及材料损伤检测技术领域，旨在简化声发射传感器冷却系统结构，提高传感器耐受温度。所述声发射传感器包括具有第一封闭空腔的壳体以及设置在所述第一封闭空腔中的声发射传感模块(4)、转接模块(5)，所述第一封闭空腔中填充第一冷却介质(6)，所述第一冷却介质为金属锂。本发明可以将传感模块的工作环境温度控制在200℃以内，从而无需设置复杂的循环冷却系统，能够使传感器适用于800℃～1600℃的热防护系统声发射信号监测中，大大降低了传感器周围系统的结构复杂度。
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公开(公告)号：CN110161128A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201810660523.7
申请日：2018-06-25
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明实施例公开的一种自适应结构损伤声发射传感器夹具，涉及航天器结构损伤监测技术，由空间滤波球、声发射传感器、气囊、气管、锥形壳体组成。空间滤波球紧密排列在锥形壳体的底部，该阵列可以整体弯曲变形；声发射传感器与空间滤波球紧密贴合；气囊位于声发射传感器上部空间，通过气管可以导入外部的高压气体，从而将声发射传感器顶住；锥形壳体用于整个夹具的支撑。该夹具主要用于结构损伤探测。
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公开(公告)号：CN110161116A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201810377826.8
申请日：2018-04-25
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种位移和声发射一体化传感装置，该位移和声发射一体化传感装置包括波导杆、空间定位模块、声发射传感器和位移传感器，波导杆的一端与被测物体相接触，空间定位模块的一端与波导杆的另一端连接，空间定位模块具有容纳腔，声发射传感器设置在波导杆的另一端且位于容纳腔内，空间定位模块通过容纳腔对声发射传感器进行定位和夹紧，声发射传感器用于检测由波导杆传递的被测物体所发出的声发射信号，位移传感器与空间定位模块的另一端连接，位移传感器用于检测被测物体所产生的位移。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中高温力热试验中所测结构的承载能力和性能测量精度差以及结构损伤状态监测与诊断能力差的技术问题。
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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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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：CN115017601A
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202210380970.3
申请日：2022-04-12
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种模态试验悬吊系统设计方法及模态试验悬吊系统，该方法包括：建立飞行器的质量点‑梁模型；利用有限元法基于质量点‑梁模型以及预设悬吊位置进行静力分析以得到每个拉伸弹簧所受到的拉力载荷；确定拉伸弹簧所用材料的直径以及拉伸弹簧的圈数；根据拉力载荷、预设自振频率、直径以及圈数计算拉伸弹簧的中径；根据直径、圈数以及中径进行模态试验以测得拉伸弹簧的实际自振频率，并且在实际自振频率与预设自振频率不相等时返回直径和圈数设计步骤直至两者相等。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中现有悬吊系统不能满足重型飞行器模态试验需求的技术问题。
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公开(公告)号：CN114216667A
公开(公告)日：2022-03-22
申请号：CN202111533547.4
申请日：2021-12-15
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种模态试验悬挂方法以及模态试验方法，属于模态试验参数测量技术领域，解决了现有技术中模态试验边界条件模拟中空气弹簧操作复杂且应用范围小的问题。一种模态试验悬挂方法，包括如下步骤：设计悬挂组件所包含的钢弹簧的技术参数，所述技术参数包括钢弹簧的钢丝线径、弹簧外径、旋向、拉伸长度以及承载力；根据确定的所述技术参数采用悬挂组件对所述试验件进行悬挂以使所述试验件处于自由‑自由的边界条件。本发明根据试验件的重量及基频来确定钢弹簧的技术参数，能够使试验系统的刚体频率达到试验件的最低频率，从而提高模态的测试质量。
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公开(公告)号：CN112231916A
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN202011121954.X
申请日：2020-10-20
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种模态质量的测量方法，该方法包括：建立待测结构件在N阶模态的共振；在处于N阶模态共振的待测结构件上依次放置配重部件，分别建立每次放置配重部件后的待测结构件在N阶模态的共振，并获取每次放置配重部件后的待测结构件的N阶共振频率；获取每次放置配重部件后的待测结构件的N阶模态质量变化量；获取N阶共振频率与N阶模态质量变化量的拟合曲线；获取拟合曲线的斜率；基于拟合曲线的斜率和第一次放置配重部件后的待测结构件的N阶共振频率获取待测结构件的N阶模态质量。本发明能够解决现有模态质量的测量方法无法保证复杂结构或密集模态结构的测量精度的技术问题。
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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：CN108088679B
公开(公告)日：2019-08-13
申请号：CN201611047411.1
申请日：2016-11-23
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明实施例公开一种二元进气道试验装置，涉及中程超声速空面导弹设计技术，能够解决结构承受的力热联合作用的热载荷不真实的问题。弹体模拟件靠近二元进气道出口的一端安装所述燃气发生器，二元进气道出口边上设有隔断结构，该隔断结构使燃气发生器的出口与二元进气道的出口相通，使燃气发生器的出口与弹体模拟件另一端密封，燃气发生器产生的燃气进入二元进气道内燃烧，二元进气道连接至少一个作动筒，石英灯加热器安置在二元进气道外部，用于对外露在弹体外侧的二元进气道进行加热，该装置主要用于二元进气道内加热和外加热与静力联合试验。
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