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公开(公告)号：CN117517381A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311396848.6
申请日：2023-10-26
Applicant: 北京机电工程研究所
Inventor： 刘鹏
Abstract: 本发明提供了一种高温热试验容错控制方法，包括制作全尺寸或者平板试验模拟件；根据试验要求安装试验模拟件、温度传感器、加热器；开展调试试验，获取试验模拟件各个温区的开度数据；根据开度数据设定加热器输出开度的上下限，采用试验件开展正式试验，正式试验采用温度闭环控制，当加热器输出开度超出上下限时，根据开度值进行控制。该方法大大提升了试验容错性能，降低试验件破坏风险，保证试验安全顺利完成。
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公开(公告)号：CN116952398A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310712594.8
申请日：2023-06-15
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01K1/143
Abstract: 本发明提供一种热试验温度传感器粘贴装置，包括指环(1)、压板(2)、压槽(3)、侧向导流孔(4)和中部导流孔(5)；压板(2)为长方形，中部具有压槽(3)，压槽(3)呈锥形，压槽(3)轴线与长边平行，压槽(3)顶部开设中部导流孔(5)；沿压板(2)长边两侧分别开设侧向导流孔(4)，指环(1)安装在压槽(3)顶部中央位置。本发明还提供一种热试验温度传感器粘贴方法，可将多余高温胶自动挤出，使得粘接面平整，从温度传感器测温端头到线缆厚度均匀变化，既保证了不影响传感器响应灵敏度又保证了足够的粘接强度。
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公开(公告)号：CN112278298B
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202011121180.0
申请日：2020-10-20
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64D37/06
Abstract: 本发明提供了一种仿生飞行器油箱，包括舱体件、第一端框件和第二端框件，所述第一端框件、第二端框件分别固定在所述舱体件的两端形成第一容纳腔，所述舱体件内壁面或外壁面设置有至少一条燃油冷却通道，所述燃油冷却通道前端设置连通到第一容纳腔的进油口，所述燃油冷却通道后端设置一根出油管。所述燃油冷却通道为单通道螺旋形结构、多通道螺旋形结构、多通道平行结构或者多通道近似平行结构等。本发明通过在油箱承载结构上集成类仿生物循环系统的燃油冷却通道，能够很好地运用燃油热沉对飞行器进行降温，减少防热层的使用，进而增加燃油容积提高航程。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114421124A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111493435.0
申请日：2021-12-08
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种机载天线安装结构及高速飞行器，该天线安装结构包括天线本体、飞行器壁板、透波盖板和防热层，所述天线本体设置在所述飞行器壁板内，所述透波盖板与所述飞行器壁板相连接，所述透波盖板位于所述天线本体上，所述透波盖板和所述天线本体之间形成空气层；所述防热层设置在所述透波盖板上。本发明方案在满足透波性能的同时，实现了飞行器的防隔热需求，且方便天线的拆装。由于本发明的结构形状没有限制，因此适应性强，适用范围广，能够适合异型外形面的飞行器。
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公开(公告)号：CN114065547A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111424527.3
申请日：2021-11-26
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F17/13 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种固支梁多自由度系统的振动响应谱计算方法，属于结构动力学领域，解决了现有技术中单自由度系响应谱计算不能满足要求工程实际的问题。该方法包括如下步骤：选取具有等截面的柔性梁试件，在试件两端输入不同的正弦振动，据此构建出固支梁物理模型；获取试件在不同位置处的输入激励；基于固支梁的动力学控制微分方程，获取试件在正弦振动激励下的稳态响应求解方程；基于试件的输入激励和稳态响应求解方程，获取试件在不同位置处的振动响应并从中选取响应值最大的作为最大振动响应；基于所述最大振动响应和多自由度系统极限响应谱计算方程和疲劳损伤谱计算方程获取试件的极限响应谱和疲劳损伤谱。本方法能够实现多自由度系统的振动响应谱计算，更贴合工程实际。
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公开(公告)号：CN113071163A
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202110443669.8
申请日：2021-04-23
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种仿生飞行器舵面制备方法，将钛板和铝板预先模压变形为多层钛、铝交替铺层板，在舵蒙皮的成型模具里面，进行反应热处理制备成TiAl基合金蒙皮，再与骨架连接，在模具里面进行加温加压，形成仿生飞行器舵面；或将模压变形后未反应的钛、铝交替铺层板镶嵌到舵骨架两侧，在模具里面进行加温加压，形成仿生飞行器舵面。本发明可有效减少防热层厚度，减少高温合金的使用，明显降低飞行器的结构重量，提高了飞行器的航程指标。
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公开(公告)号：CN112706943A
公开(公告)日：2021-04-27
申请号：CN202011422152.2
申请日：2020-12-08
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器内外热源耦合试验装置及试验方法，属于飞行器地面热试验技术领域，解决了现有的试验方法成本高、试验时间短，以及不能模拟整个飞行过程中的内外热源的问题。本发明的飞行器内外热源耦合试验装置，包括气源、空气电加热器、舱内设备热源、舱体加热器和控制系统。本发明能够同时模拟飞行器全程飞行过程中的气动热、发动机工作发热以及飞行器舱体内部设备发热，能够全面模拟高速飞行器飞行过程中的热环境，试验准确性好；本发明的舱体加热器能够重复使用，相比于现有的试验方法使用高温压缩空气模拟，不需要每次都投入大量的高温压缩空气，成本较低。
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公开(公告)号：CN112697365A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202011400444.6
申请日：2020-12-03
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于形位等效反推控制的热振动试验装置和试验方法，属于热环境试验测试技术领域，解决了现有的试验技术无法满足高温热环境下的振动试验的问题。本发明的基于形位等效反推控制的热振动试验装置，包括振动台、热源、工装、温度传感器和加速度传感器；所述振动台包括底座、振动台本体和振动台台面，所述振动台用于对试验件加载振动，所述工装安装在振动台台面上，用于夹持试验件，所述热源用于加热试验件。本发明通过利用可以固定加速度传感器的振动台台面，以及利用与试验件处于同一加热温区下的金属工装固定温度传感器，从而实现热、振动联合试验，满足了高温环境和振动条件同时施加的试验要求。
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