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公开(公告)号：CN114397072A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202111284804.5
申请日：2021-11-01
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 郭爱民 , 肖凯 , 尹进 , 苏玲 , 王月 , 姚宇地 , 刘赛 , 刘维玮 , 唐青春 , 徐方舟 , 陈飞 , 张化照 , 蔡巧言 , 王飞 , 李晓乐 , 崔占东 , 吴迪 , 王金昌 , 曹魏
Abstract: 本发明提供了一种结构静力试验和热强度试验的现场损伤评估方法，包括：根据静力试验或热强度试验的预试验或使用载荷试验阶段中应变、位移和力传感器的结果，得到响应参量‑载荷百分数曲线和广义刚度数据；基于广义刚度数据设定线性段起始点判据，并确定响应参量‑载荷百分数曲线的线性段起始点；在静力试验或热强度试验设计载荷试验阶段，以确定的线性段起始点为起点，重新确定广义刚度数据；根据重新确定后的广义刚度数据，给出静力试验和热强度试验结构损伤预警判据，结合广义刚度相位‑载荷百分数曲线形态定位损伤源；根据重新确定后的广义刚度数据，给出热强度试验结构加载保护判据，进而判断加载部位附近结构的失稳或损伤。
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公开(公告)号：CN112550666A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011150137.7
申请日：2020-10-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种无人机机翼的折叠机构，属于航空飞行器结构设计领域，针对无人机机翼展长容易受所搭载平台纵向尺寸约束问题，给出了折叠后机翼随折叠机构相对机身纵向移动，充分利用无人机纵向空间，进而增加机翼展长的技术方案。本发明的机翼折叠机构包括机构本体及纵向运动机构；本发明利用增加展长的方法增加机翼升力面积，为此类无人机(受所搭载平台纵向空间约束)在总体设计阶段赢得了设计空间。
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公开(公告)号：CN106844846B
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201611161462.7
申请日：2016-12-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/23
Abstract: 耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法，首先建立耐高温复合材料在各失效模式下的破坏机理模型，然后根据破坏机理模型建立耐高温复合材料元件损伤分析方法，对元件损伤响应进行分析，并通过实物试验对元件损伤分析方法进行修正，进而获得元件损伤响应规律，结合元件间理想连接关系，利用有限元方法对不同载荷工况下构件损伤响应进行分析，通过实物试验修正元件间连接关系，根据修正后元件间连接关系和元件损伤响应规律，利用有限元分析方法对组件、部段以及飞行器损伤响应进行分析，完成虚拟试验验证。本发明实现了复合材料结构件多层级多修正的虚拟试验验证方法，降低了验证周期和成本，提高了验证准确度。
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公开(公告)号：CN107825092A
公开(公告)日：2018-03-23
申请号：CN201710913706.0
申请日：2017-09-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B23P19/00
Abstract: 本发明提供一种翻转装配装置，属于装配领域。所述翻转装配装置包括支撑组件及相对设置的两个翻转组件，所述翻转组件包括翻转驱动电机及立柱，所述翻转驱动电机设置在所述立柱上，所述支撑组件包括翻转框架及固定架，所述固定架架设在所述翻转框架上，用于固定待装配工件，所述翻转框架的一组平行的对边上各设有一连接部，所述翻转驱动电机与所述连接部连接，用于驱动所述翻转框架转动，所述翻转框架通过两个所述立柱架空。本发明实施例提供的翻转装配装置，通过支撑组件固定支撑待装配工件，通过翻转组件实现对装配位置的调整，无需拆卸飞行器与支撑组件即可调整飞行器姿态，实现多位置装配，不易出现质量差错，提高了装配效率。
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公开(公告)号：CN106844846A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611161462.7
申请日：2016-12-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法，首先建立耐高温复合材料在各失效模式下的破坏机理模型，然后根据破坏机理模型建立耐高温复合材料元件损伤分析方法，对元件损伤响应进行分析，并通过实物试验对元件损伤分析方法进行修正，进而获得元件损伤响应规律，结合元件间理想连接关系，利用有限元方法对不同载荷工况下构件损伤响应进行分析，通过实物试验修正元件间连接关系，根据修正后元件间连接关系和元件损伤响应规律，利用有限元分析方法对组件、部段以及飞行器损伤响应进行分析，完成虚拟试验验证。本发明实现了复合材料结构件多层级多修正的虚拟试验验证方法，降低了验证周期和成本，提高了验证准确度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106650061A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611124360.8
申请日：2016-12-08
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种力学环境下飞行器柔性电缆等效梁单元响应求解方法，在CATIA中对飞行器柔性电缆进行三维建模，抽取中线和点，生成柔性电缆简化模型，导入有限元软件ANSYS，经过转换后得到梁单元有限元模型，完成梁单元网格等效处理和梁单元加载，求解，得到柔性电缆受力分析结果，并进行三种视图的判读，以判断设计结果是否满足要求。本发明实现了飞行器柔性电缆的简化建模和快速求解，解决了飞行器电缆在力学环境下的响应难评估、强度难校核问题。
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公开(公告)号：CN104229126B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410469980.X
申请日：2014-09-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种高可靠起落架控制系统，包括控制驱动单元和EMAC驱动电路，其中控制驱动单元包括电源变换配电模块、1553B总线接口模块、CPU处理单元、转向电机驱动电路、电磁阀驱动电路和模拟量信号处理电路；所述CPU处理单元包括收放控制模块、前轮转弯控制模块和防滑刹车驱动控制模块，本发明起落架控制系统采用驱动和控制一体化设计，CPU处理单元实现了起落架及舱门的收放、前轮转弯及主机轮的机电作动器防滑刹车的联合控制，该系统重量轻，功耗低，可靠性和环境适应性好，可广泛应用于新型航天器着陆回收系统及传统飞机起落架系统。
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公开(公告)号：CN105151271A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510604410.1
申请日：2015-09-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64C1/06
Abstract: 本发明公开了一种外形贯穿飞行器机身的复合材料梁结构包括：内缘条、腹板，外缘条；腹板位于外缘条和内缘条之间；内缘条与腹板垂直连接；外缘条通过螺栓与飞行器蒙皮连接，外缘条表面形状与飞行器的气动外形贴合；内缘条、腹板，外缘条分别按照一定的材料布局结构铺设，每一层材料铺设顺序和方向按照一定的顺序进行铺设，最后经固化将内缘条、腹板和外缘条一体化成型。本发明通过优化结构几何外形和不同区域铺层参数设置，解决了贯穿机身的大尺寸、高承载、高刚度、小变形复合材料梁结构设计问题。
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公开(公告)号：CN104389849A
公开(公告)日：2015-03-04
申请号：CN201410539826.5
申请日：2014-10-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: F15B15/22 , F15B15/1442 , F15B15/1447 , F15B15/1452 , F15B15/1457 , F15B15/1461
Abstract: 本发明提供了一种适用于气体作动的缓冲作动装置，包括装置本体、浮动活塞、活塞杆组件、端盖、活塞杆上部密封圈、端盖密封圈、活塞杆底部密封圈、浮动活塞密封圈。活塞杆组件上开有阻尼孔，浮动活塞与活塞杆组件之间、活塞杆组件与端盖之间均填充有油液。作动筒在运动过程中，活塞杆组件与端盖之间油液受压通过阻尼孔流向浮动活塞与活塞杆组件之间，产生油液阻力，从而实现作动筒全行程的缓冲效果。可以通过调节阻尼孔大小、长度以及作动筒内部填充油液的密度等参数调节作动筒阻尼特性，达到所需的缓冲效果。
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公开(公告)号：CN104229126A
公开(公告)日：2014-12-24
申请号：CN201410469980.X
申请日：2014-09-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种高可靠起落架控制系统，包括控制驱动单元和EMAC驱动电路，其中控制驱动单元包括电源变换配电模块、1553B总线接口模块、CPU处理单元、转向电机驱动电路、电磁阀驱动电路和模拟量信号处理电路；所述CPU处理单元包括收放控制模块、前轮转弯控制模块和防滑刹车驱动控制模块，本发明起落架控制系统采用驱动和控制一体化设计，CPU处理单元实现了起落架及舱门的收放、前轮转弯及主机轮的机电作动器防滑刹车的联合控制，该系统重量轻，功耗低，可靠性和环境适应性好，可广泛应用于新型航天器着陆回收系统及传统飞机起落架系统。
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