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公开(公告)号：CN113258359B
公开(公告)日：2022-11-29
申请号：CN202110507814.4
申请日：2021-05-10
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: H01R13/629 , H01R13/639 , H01H3/16
Abstract: 本发明涉及航天飞行器技术领域，具体公开了一种可实现拉绳调节和分离防护的插头安装结构，包括拉绳固定架、螺杆和锁紧螺母，拉绳固定架的顶部设置有一空腔，螺杆的一端设置有一滑块，滑块滑动设置在所述空腔内，拉绳固定架的空腔一侧壁上开设有圆孔，螺杆穿过所述圆孔后螺纹连接锁紧螺母，拉绳固定架的空腔相对的两侧壁上均开设有单排齿槽，单排齿槽连通所述空腔，单排齿槽的齿槽等距设置；还包括限位块，限位块上设置有与单排齿槽匹配的单排齿，滑块的两侧对称设置有单排限位齿槽；滑块上设置有连接结构，拉绳通过连接结构与滑块连接。本发明的优点是在分离插头和插座完成对接后，使用拉绳调节结构可以测量和控制分离插头上的拉绳松弛量。
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公开(公告)号：CN114996913A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210503460.0
申请日：2022-05-09
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F17/13 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种火箭分离试验的天地修正方法，包括通过模拟火箭飞行状态下级间分离，采集下面级试验件水平分离速度加速度根据滑轨车质量m1、下面级试验件质量m2、反推发动机推力F、等效摆长l建立动力学仿真模型，根据动力学仿真模型得到下面级试验件仿真水平合力；根据采集到加速度得到试验水平合力，调整等效摩擦系数μ，使得下面级试验件仿真水平合力与试验水平合力误差小于设定值，得到对应的等效摩擦系数μ；根据得到的对应的等效摩擦系数μ，调整摆长l为设定的值，将地面分离速度修正为火箭飞行状态下的分离速度，完成火箭分离试验的天地修正。通过本发明，地面试验数据修正后能较为真实的模拟自由分离条件下的火箭分离过程。
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公开(公告)号：CN114722490A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210272434.1
申请日：2022-03-18
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种基于混合增点与区间缩减的代理模型全局优化方法，该算法包含三个基本的代理模型增点准则以平衡全局和局部搜索。首先利用全局优化算法寻找当前代理模型的全局最优点。其次，采用均匀性增点准则在样本稀疏的地方进行加密，随着样本点的增加，理论上当样本点达到一定数量，样本点密度足够，总会有点落入包含全局最优点的区域。最后，在可能包含全局最优解的区域构建局部代理模型，并采用局部搜索能力较强的梯度优化算法寻优。基于以上三个准则，增加的样本点位于尚未被充分搜索并且包含潜在最优点的区域。当潜在的最优点被锁定，局部搜索准则就能够迅速在其周围找到局部最优点。具有良好的全局搜索能力和搜索效率。
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公开(公告)号：CN114087931A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111411797.0
申请日：2021-11-25
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明公开了一种用于降冲击的爆炸螺栓防护装置，爆炸螺栓用于连接前段舱体、后段舱体，爆炸螺栓的螺杆置于后段舱体内，防护装置包括防护盒、缓冲内垫，防护盒安装在后段舱体内，爆炸螺栓的螺杆置于防护盒内，缓冲内垫安装在防护盒的内侧壁上。本发明通过扁螺母、平缓冲垫将爆炸螺栓固定在前段舱体上，平缓冲垫起到缓冲冲击响应的作用；然后通过斜螺帽、弹簧垫圈及平垫圈将前段舱体和后段舱体连接在一起；将异形缓冲垫粘接在防护盒的内顶面上，然后将防护盒与缓冲内垫一起安装在后段舱体的端面上，共同起到约束爆炸螺栓杆及降低分离冲击响应的作用。
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公开(公告)号：CN116822072A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310569392.2
申请日：2023-05-19
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06T17/00 , G06F111/20 , G06F119/18
Abstract: 本发明公开了一种支持EBOM几何结构配置的产品CAD模型装配方法，提出了产品统计单元、产品辅助单元、模块型装配体、非模块型装配体等基础概念，创建了在三维模型装配过程中进行几何结构配置的规则和方法，运用MCAD软件中的配置项、属性定义等技术手段，有效解决了包含多种几何实体形态或装配状态的产品三维模型管理问题；本发明给出了通过三维模型检索产生EBOM数据的基本算法思路，有助于MCAD软件和PLM系统基于统一的逻辑规则产生EBOM明细清单。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113772124A
公开(公告)日：2021-12-10
申请号：CN202111204048.0
申请日：2021-10-15
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱，包括前壳体左半壳体、前壳体右半壳体、后壳体左半壳体、后壳体右半壳体；前壳体左半壳体的尾端和后壳体左半壳体的首端之间可转动连接；前壳体右半壳体的尾端和后壳体右半壳体的首端之间可转动连接；分离冲量装置设置在前壳体左半壳体和前壳体右半壳体之间。当回转体在稠密大气中高速飞行时，采用本申请提出的全包两级对开分离舱，在不增加分离舱结构和分离装置复杂性的前提下，可大大降低第一级对开分离时分离冲量装置需要克服的气动阻力矩，而且通过环形弧面的设计可充分利用来流的作用实现第二级对开分离，可明显提高分离舱对开分离的可靠性。
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公开(公告)号：CN113264186A
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN202110632080.2
申请日：2021-06-07
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种空投物体包带式连接和分离机构，包括第一包带、第二包带、爆炸螺栓、两个安装机构；空投物体箍紧设置在第一包带、第二包带、飞机机身之间；第一包带的第一端和第二包带的第一端之间通过爆炸螺栓连接；第一包带的第二端和第二包带的第二端均通过一个安装机构固定在飞机机身上；安装机构包括包带接头、旋转轴、支座、驱动扭簧。本发明的分离迅速，不会对空投物体结构强度和分离过程造成影响；采用扭簧驱动包带快速展开的方式易实施、通用性强，通过改变驱动扭簧的预加变形与扭矩很方便调节包带的展开到位时间，可适用于空投物体不同的分离时间要求；可应用于导弹等多种空投物体飞的释放与分离。
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公开(公告)号：CN113258359A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110507814.4
申请日：2021-05-10
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: H01R13/629 , H01R13/639 , H01H3/16
Abstract: 本发明涉及航天飞行器技术领域，具体公开了一种可实现拉绳调节和分离防护的插头安装结构，包括拉绳固定架、螺杆和锁紧螺母，拉绳固定架的顶部设置有一空腔，螺杆的一端设置有一滑块，滑块滑动设置在所述空腔内，拉绳固定架的空腔一侧壁上开设有圆孔，螺杆穿过所述圆孔后螺纹连接锁紧螺母，拉绳固定架的空腔相对的两侧壁上均开设有单排齿槽，单排齿槽连通所述空腔，单排齿槽的齿槽等距设置；还包括限位块，限位块上设置有与单排齿槽匹配的单排齿，滑块的两侧对称设置有单排限位齿槽；滑块上设置有连接结构，拉绳通过连接结构与滑块连接。本发明的优点是在分离插头和插座完成对接后，使用拉绳调节结构可以测量和控制分离插头上的拉绳松弛量。
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公开(公告)号：CN104677662A
公开(公告)日：2015-06-03
申请号：CN201510068189.2
申请日：2015-02-10
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种非稳定弹体空投开伞模拟试验装置，弹体的中段通过投放固定器安装于投放平台的下面，投放平台的下面位于投放固定器和弹体后端的伞仓之间的位置设有固定块，调节绳的一端与固定块连接，调节绳的另一端缠绕弹体后通过绳销与弹体连接。本发明还公开了一种非稳定弹体空投开伞模拟试验装置采用的试验方法，包括以下步骤：确定调节绳在弹体上的缠绕长度；确定固定块与弹体的质心之间的距离；将各部件安装于投放平台；触发投放固定器，释放弹体；观测并获得弹体失稳时的开伞规律，完成试验。通过本发明进行非稳定弹体空投开伞模拟试验，可以获取系列飞行速度、失稳滚转角速率以及失稳俯仰角速率条件下的弹体开伞规律，完成更有效的试验。
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公开(公告)号：CN114996865A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210471270.5
申请日：2022-04-28
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F17/11 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种惯性张量平移和旋转复合变换方法，属于工程设计技术领域，首先基于惯性张量的基本定义，采用矩阵变换推导出了惯性张量分量矩阵平移和旋转复合变换的一般形式，然后给出了不同简化条件下的结论。最后，通过某飞行器三组件惯性矩、惯性积合成的算例验证了结论的正确性。这种方法通过简单的组合计算，就能够在了解各组件随时间变化的数据基础上，适应组合系统的惯性张量计算需求。
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