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公开(公告)号：CN103593515B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201310526789.X
申请日：2013-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种飞行器挂架载荷设计方法（1）确定挂架典型载荷工况，计算各工况下飞行器的气动载荷，以及根据直升机的飞行特性获取各工况下飞行器的惯性载荷；（2）计算稳定装置及其连接部件的使用载荷；（3）建立挂架整体有限元分析模型，计算挂架各组成部分的使用载荷；（4）计算防摆止动器和吊耳的使用载荷；（5）分别取步骤（3）、（4）中防摆止动器和吊耳的较大使用载荷作为防摆止动器和吊耳的使用载荷；（6）将上步确定的防摆止动器使用载荷的0.1?0.3倍作为防摆止动器的预载荷；该预载荷与防摆止动器使用载荷之和作为防摆止动器的总载荷；（7）将确定吊耳使用载荷中的拉力作为爆炸螺栓的使用载荷，剩余载荷作为吊耳盒的使用载荷。
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公开(公告)号：CN104850056A
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201410601351.8
申请日：2014-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G05B19/06
Abstract: 本发明涉及一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，属于飞行器气动弹性力学及大型地面试验技术领域。本发明解决了首个具有多控制面、多控制通道耦合的空天飞行器结构弹性以及控制面的惯性耦合效应试验验证技术问题；本发明可获得飞行器系统各个环节的传递函数曲线，并确定伺服弹性稳定裕度，对理论模型及分析结果进行校核和修正；本发明优化了飞行控制参数，确保飞行的安全可靠。
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公开(公告)号：CN104850056B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201410601351.8
申请日：2014-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，属于飞行器气动弹性力学及大型地面试验技术领域。本发明解决了首个具有多控制面、多控制通道耦合的空天飞行器结构弹性以及控制面的惯性耦合效应试验验证技术问题；本发明可获得飞行器系统各个环节的传递函数曲线，并确定伺服弹性稳定裕度，对理论模型及分析结果进行校核和修正；本发明优化了飞行控制参数，确保飞行的安全可靠。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104200016B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201410412635.2
申请日：2014-08-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明一种多舵面飞行器模态计算与验证方法，采用等刚度法建立飞行器舵面传动机构有限元模型，采用有限元模型组装方法建立全飞行器有限元模型，预示飞行器主要模态特性；并采用步进正弦扫描法开展模态试验进行验证，针对多舵面飞行器模态试验时，由于舵面机构连接间存在间隙，影响模态稳定性问题，本发明采用了一种舵面加载方法，克服舵面机械间隙，消除了模态频率、模态共振的不稳定性。本发明有效验证了模态预示方法的科学性，同时采用的舵面逐步加载方法有效克服模态的不稳定性。
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公开(公告)号：CN104648690B
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201410682605.3
申请日：2014-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，该方法包括全飞行器落震试验仿真预示分析和全飞行器落震试验，通过理论仿真预示，获得了全飞行器的落震高度和俯仰角作为全飞行器落震试验的状态参数，根据理论仿真预示开展全飞行器落震试验，从而获取了着陆冲击时飞行器上设备所承受的加速度冲击环境，为检验着陆冲击力学环境试验技术条件的正确性提供重要的试验依据，同时达到了验证起落架缓冲系统在着陆冲击环境下设计行程等指标是否达到要求以及全飞行器在GNC系统通电闭环工作状态下，GNC系统对着陆大冲击过载环境的适应性，为飞行器飞行验证试验的成功提供重要保障。
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公开(公告)号：CN104648690A
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201410682605.3
申请日：2014-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，该方法包括全飞行器落震试验仿真预示分析和全飞行器落震试验，通过理论仿真预示，获得了全飞行器的落震高度和俯仰角作为全飞行器落震试验的状态参数，根据理论仿真预示开展全飞行器落震试验，从而获取了着陆冲击时飞行器上设备所承受的加速度冲击环境，为检验着陆冲击力学环境试验技术条件的正确性提供重要的试验依据，同时达到了验证起落架缓冲系统在着陆冲击环境下设计行程等指标是否达到要求以及全飞行器在GNC系统通电闭环工作状态下，GNC系统对着陆大冲击过载环境的适应性，为飞行器飞行验证试验的成功提供重要保障。
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公开(公告)号：CN103593515A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310526789.X
申请日：2013-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种飞行器挂架载荷设计方法（1）确定挂架典型载荷工况，计算各工况下飞行器的气动载荷，以及根据直升机的飞行特性获取各工况下飞行器的惯性载荷；（2）计算稳定装置及其连接部件的使用载荷；（3）建立挂架整体有限元分析模型，计算挂架各组成部分的使用载荷；（4）计算防摆止动器和吊耳的使用载荷；（5）分别取步骤（3）、（4）中防摆止动器和吊耳的较大使用载荷作为防摆止动器和吊耳的使用载荷；（6）将上步确定的防摆止动器使用载荷的0.1-0.3倍作为防摆止动器的预载荷；该预载荷与防摆止动器使用载荷之和作为防摆止动器的总载荷；（7）将确定吊耳使用载荷中的拉力作为爆炸螺栓的使用载荷，剩余载荷作为吊耳盒的使用载荷。
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公开(公告)号：CN104200016A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410412635.2
申请日：2014-08-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明一种多舵面飞行器模态计算与验证方法，采用等刚度法建立飞行器舵面传动机构有限元模型，采用有限元模型组装方法建立全飞行器有限元模型，预示飞行器主要模态特性；并采用步进正弦扫描法开展模态试验进行验证，针对多舵面飞行器模态试验时，由于舵面机构连接间存在间隙，影响模态稳定性问题，本发明采用了一种舵面加载方法，克服舵面机械间隙，消除了模态频率、模态共振的不稳定性。本发明有效验证了模态预示方法的科学性，同时采用的舵面逐步加载方法有效克服模态的不稳定性。
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