-
公开(公告)号：CN104290901A
公开(公告)日：2015-01-21
申请号：CN201410557437.5
申请日：2014-10-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64C13/30
Abstract: 一种适用于飞行器活动舵面的双摇臂传动机构，本发明中，在摇臂与连杆之间形成第一铰接副，在连杆与辅助摇臂之间形成第二铰接副，在辅助摇臂与直线伺服作动器之间形成有第三铰接副，在直线伺服作动器与第一基座之间形成有第四铰接副，在辅助摇臂与第二基座之间形成有第五铰接副。在各个铰接副中，通过安装于相应的连接耳片上的衬套12和套筒13分别与两个连接耳片之间的连接件上的铰链轴承9的内圈的两侧抵接，防止铰链轴承的轴向窜动。本发明采用的双摇臂传动机构能够避免机构驱动部件外露于外部高温环境，提高机构运动可靠性。
-
公开(公告)号：CN103587727A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310485450.X
申请日：2013-10-16
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/66
Abstract: 一种自限位四连杆空间机构，包括上摇臂（1）、下摇臂（2）、前臂（3）、基座（4）、弹簧片（5）和电机驱动单元（6），前臂（3）的一端固定有效载荷（7），前臂（3）的另一端与上摇臂（1）一端铰接形成第一铰接点，前臂（3）的另一端还与下摇臂（2）的一端铰接形成第二铰接点。上摇臂（1）的另一端与基座（4）铰接形成第三铰接点，同时下摇臂（2）的另一端也与基座（4）铰接并形成第四铰接点，四个铰接点的连线构成一个封闭的四边形。基座（4）固定安装在飞行器结构（8）上，电机驱动单元（6）驱动下摇臂（2）绕第四铰接点转动，弹簧片（5）固定安装在下摇臂（2）两侧实现上摇臂（1）和下摇臂（2）在极限位置的锁紧。
-
公开(公告)号：CN101458709B
公开(公告)日：2012-01-25
申请号：CN200810240154.2
申请日：2008-12-19
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/30
Abstract: 复杂试验数据追溯方法，其中试验数据追溯文件定义试验数据类的基本信息及属性信息；导入追溯关系获取试验数据类名称并形成对应的虚拟类；解析追溯关系将试验数据追溯文件中的基本信息及属性信息按照面向对象的方式添加到虚拟类中；注册追溯关系将虚拟类信息添加到追溯信息库中，按照注册的规范格式可以从追溯信息库获取虚拟类的基本信息及属性信息进而得到试验数据。该方法能够解决复杂产品数据追溯管理的问题，为复杂产品研制提供具有追溯关系的试验数据支撑。
-
公开(公告)号：CN101594254A
公开(公告)日：2009-12-02
申请号：CN200910087661.1
申请日：2009-06-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于代理技术的网格计算容错系统及方法，该系统包括一个主节点、一个备份节点和多个计算节点；主节点上设置主控代理容器、主控代理和主监控代理；备份节点上设置备份代理容器和备份监控代理；计算节点上设置节点代理容器、监控代理和作业代理；采用本系统及方法能够在网格主节点掉线，或负荷过重崩溃时，处理网格主节点的错误。在网格计算节点掉线，或负荷过重掉线时，及时对计算作业进行重新分配。在计算节点负荷过重、作业响应时间过长时，对计算作业进行迁移。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107966354B
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201711155248.5
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01N3/00
Abstract: 本发明提供了一种复合材料的疲劳寿命预测方法、装置及电子设备，属于材料性能预测与结构设计领域。所述方法包括：建立预设角度铺层单向板的性能数据库，所述数据库包含各预设角度铺层单向板对应的疲劳载荷和疲劳寿命；根据所述性能数据库，构建各所述预设角度单向板对应的疲劳寿命曲线；根据所述预设角度单向板对应的疲劳寿命曲线，确定层合板的疲劳寿命曲线，以根据所述疲劳寿命曲线预测复合材料疲劳寿命。本发明提供的方法解决现有技术中预测过于保守，使材料无法被充分利用的问题或预测周期长、经费高的问题。
-
公开(公告)号：CN107972843B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201711100046.0
申请日：2017-11-09
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统，包括机身(1)、机翼(2)、上尾翼(3)、下尾翼(8)、副翼(28)；机翼(2)位于在机身上蒙皮(12)中部，与机翼机身连接框(15)固定，机翼(2)安装副翼(28)；上尾翼(3)安装在机身上蒙皮(12)尾锥段并与尾翼安装框(16)固定连接，上尾翼(3)上安装方向舵；下尾翼(8)安装在尾锥下蒙皮(6)上并与下尾翼安装框(7)固定。本发明除极少数承受冲击载荷结构外，所有主承力结构均采用复合材料，与以往该类型无人机结构技术相比，巧妙地利用了复合材料的材料特性，满足小型高速无人机全复合材料结构承载、功能要求，低成本、高可维护性。
-
公开(公告)号：CN105260505B
公开(公告)日：2018-07-06
申请号：CN201510583871.5
申请日：2015-09-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种基于有限元方法的飞行器舱门密封载荷计算方法，把密封条受力简化为平面应变状态，对密封条、支架和舱门建模、加载、定义接触，求出单位长度密封条压缩需要的力，密封条在支架和舱门之间；在舱门铰链处定义转动副并约束转动角位移，同时在密封位置对舱门施加与单位长度密封压缩力等效的压强，从而得到铰链的支反力矩，即为舱门密封载荷。本发明的计算方法解决了飞行器舱门自动开闭过程中由密封引起的力矩计算问题，为舱门自动开闭机构的设计提供设计依据，在国内尚属首创。
-
公开(公告)号：CN107966354A
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201711155248.5
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01N3/00
Abstract: 本发明提供了一种复合材料的疲劳寿命预测方法、装置及电子设备，属于材料性能预测与结构设计领域。所述方法包括：建立预设角度铺层单向板的性能数据库，所述数据库包含各预设角度铺层单向板对应的疲劳载荷和疲劳寿命；根据所述性能数据库，构建各所述预设角度单向板对应的疲劳寿命曲线；根据所述预设角度单向板对应的疲劳寿命曲线，确定层合板的疲劳寿命曲线，以根据所述疲劳寿命曲线预测复合材料疲劳寿命。本发明提供的方法解决现有技术中预测过于保守，使材料无法被充分利用的问题或预测周期长、经费高的问题。
-
公开(公告)号：CN105151278B
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201510536637.7
申请日：2015-08-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种适用于无人机的舵面差分驱动机构，包括：共用模块、左副翼驱动机构模块和右副翼驱动机构模块；电动舵机(2)驱动双输出舵机连杆(4)转动，通过左侧连杆(61)及右侧连杆(62)、左侧舵轴连杆(81)及右侧舵轴连杆(82)的运动，带动左副翼舵轴(111)、右副翼舵轴(112)反方向旋转，使得左副翼(121)、右副翼(122)反向偏转。本发明采用双RSSR空间四连杆组合机构实现了对左副翼、右副翼的差分驱动，解决了左副翼、右副翼运动的同步问题，实现了左副翼、右副翼的等速传动，同时降低了对加工精度及工装的要求，节约制造成本。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
83
records
(took 0.06 seconds)
