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公开(公告)号：CN117610155A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311550188.2
申请日：2023-11-20
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种适用于大热流推力室的异型冷却通道设计方法：在推力室壁面的物理域与计算域之间建立一一映射关系，基于推力室壁面的几何结构，生成推力室壁面势流随形网格；基于推力室壁面势流随形网格，调整势函数ξ曲线、流函数η曲线，得到冷却结构自适应网格；根据冷却结构自适应网格，生成m边形冷却通道，冷却通道的数量N与流函数η曲线的数量相同，冷却通道以冷却结构自适应网格中流函数η曲线为中心线；基于冷却结构自适应网格，计算每条m边形冷却通道内流体的沿程流阻和被冷却的推力室壁面的温度分布；构建目标函数和约束条件，调整冷却通道的数量N、多边形的边数m和每条冷却通道上每个网格节点的水力直径。
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公开(公告)号：CN112525453B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202011378751.9
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张新宇 , 彭慧莲 , 王国辉 , 林宏 , 杨勇 , 王利 , 陈益 , 周文勇 , 东华鹏 , 张群 , 杨自鹏 , 叶成敏 , 潘忠文 , 肖泽宁 , 郭源 , 冯荣 , 王雪梅 , 齐祥 , 王昊天
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明涉及一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，具体步骤包括：S01、获取并积累运载火箭飞行过程中的激励源及特征频率ωi；S02、建立单机支架有限元模型；S03、开展动力学频率响应分析；S04、将获取的振动响应特性与单机振动试验条件进行对比；S05、若单机振动响应超出其振动试验条件，或对于100Hz内的激励源频率，处于激励源频率3‑5Hz范围内；对于大于100Hz的激励源频率，落入激励源频率的5％范围内，则将支架材料更改为结构/阻尼一体化材料，返回步骤S02，重新进行迭代分析。本发明解决重要单机随火箭发射过程中共振区响应过大问题，达到了抑制动态响应幅值的目的。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113353294B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202110674026.4
申请日：2021-06-17
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种基于多边形同步限位机构的非火工星箭锁紧释放装置，包括滑动机构、分离机构、若干组锁紧机构；卫星安装在分离机构上方，分离机构周围布置滑动机构和若干组锁紧机构；滑动机构为锁紧机构提供限位，实现锁紧机构对分离机构的锁紧；滑动机构通过变形解除对锁紧机构的限位，锁紧机构对分离机构的锁紧力解除，卫星在分离机构的作用下实现分离。本发明为采用多边形同步限位连杆机构进行纯机械传动解锁的星箭锁紧释放装置，克服火工锁紧释放装置冲击大、污染多、不可重复使用等缺点。
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公开(公告)号：CN112525453A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011378751.9
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 张新宇 , 彭慧莲 , 王国辉 , 林宏 , 杨勇 , 王利 , 陈益 , 周文勇 , 东华鹏 , 张群 , 杨自鹏 , 叶成敏 , 潘忠文 , 肖泽宁 , 郭源 , 冯荣 , 王雪梅 , 齐祥 , 王昊天
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明涉及一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，具体步骤包括：S01、获取并积累运载火箭飞行过程中的激励源及特征频率ωi；S02、建立单机支架有限元模型；S03、开展动力学频率响应分析；S04、将获取的振动响应特性与单机振动试验条件进行对比；S05、若单机振动响应超出其振动试验条件，或对于100Hz内的激励源频率，处于激励源频率3‑5Hz范围内；对于大于100Hz的激励源频率，落入激励源频率的5％范围内，则将支架材料更改为结构/阻尼一体化材料，返回步骤S02，重新进行迭代分析。本发明解决重要单机随火箭发射过程中共振区响应过大问题，达到了抑制动态响应幅值的目的。
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公开(公告)号：CN109606750A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811347626.4
申请日：2018-11-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种面向微小卫星的低冲分离机构，包括底板(1)、驱动机构、若干分离解锁组件；驱动机构包括解锁驱动齿轮(4)、若干导向齿轮(5)，解锁驱动齿轮(4)安装在底板(1)中部，各导向齿轮(5)沿解锁驱动齿轮(4)周向分布；各组分离解锁组件分布在解锁驱动齿轮(4)周围，均安装在底板(1)上；锁定状态下，插销(12)分别插入支撑筒(2)、连接脚撑(3)两侧的通孔内，并通过挡板(10)限位。本发明克服火工分离机构的冲击大、污染多、不可重复使用的缺陷，采用多点锁紧、单点触发、同步解锁，解决了传统分离机构性能单一问题。
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公开(公告)号：CN105631179B
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201410601583.3
申请日：2014-10-31
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种基于星箭载荷耦合分析结果的运载器瞬态响应预示方法，包括以下步骤：将获取星箭载荷耦合分析过程中得到的运载器/火箭界面时域加速度数据在一定研制阶段内作为运载器和火箭之间的约定边界以强迫加速度的方式加载到运载器和有效载荷的组合体物理模型中的运载器/火箭对接点上，再对该所述组合体物理模型进行瞬态响应分析计算得到所需要的运载器/有效载荷界面以及运载器内部节点响应数据。本发明的基于星箭载荷耦合分析结果的运载器瞬态响应预示方法避免了频率响应分析方法进行响应预示存在的边界阻抗与实际飞行工况差别较大的问题，且计算次数不受全箭载荷耦合分析次数限制，从而可以对运载器结构的局部改动效果进行预示和评价。
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公开(公告)号：CN214112906U
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202022601994.6
申请日：2020-11-11
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/58
Abstract: 本实用新型涉及一种适用于航天器分离或运动部位的多层隔热组件，属于航天器的结构设计技术领域。针对现有多层隔热组件设计方法主要适应于被包覆对象不存在相对运动或转动的部件，不适合应用于具有相对运动或转动的部件隔热的问题，提出了一种主体结构仍然采用现有多层隔热组件，在具有相对运动或转动的部件处采用不封边处理、互相插接的多层隔热组件，实施简单、具有良好的隔热性能、且不影响被包覆对象的相对运动或转动的多层隔热组件。
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