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公开(公告)号：CN109543249B
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN201811303393.8
申请日：2018-11-02
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F111/04
摘要： 一种两级平面四杆机构及参数设计方法，建立了两级平面四杆机构的运动方程以及多项式形式的运动方程、速度方程和广义传动比，其速度方程作为机构ADAMS模型的运动输入；建立了两级平面四杆机构的ADAMS参数化模型，并用此模型得到舵机作动器推力、行程以及零件载荷，其中作动器推力、行程作为舵机设计要求的依据，零件载荷作为强度校核的输入条件；利用有限元软件ANSYS建立了两级平面四杆机构零件有限元模型，得到零件的强度和刚度。其中零件强度作为强度校核的依据，零件刚度作为系统刚度的输入；建立两级平面四杆机构系统刚度计算的ADAMS模型，给出了系统线刚度和扭转刚度的求解方法，作为刚度校核的依据。本发明实现了两级平面四杆机构的高效参数化设计。
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公开(公告)号：CN112525528A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011196648.2
申请日：2020-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G01M13/025 , B64F5/60
摘要： 一种测量舵面传动机构刚度的试验方法，属于强度设计技术领域。该方法分为两个步骤：第一步根据舵面传动机构尺寸，考虑连接件柔度，给出舵面传动机构柔度的预示方法；第二步，设计测量舵面传动机构的试验装置，测量舵面传动机构的柔度和刚度。该方法可在飞行器静力试验中搭载完成，节省试验设备开支。
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公开(公告)号：CN106742065B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201611163100.1
申请日：2016-12-15
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64G1/22
摘要： 本发明公开了一种适用于轨道飞行器的有效载荷空间舱结构，包括舱体和舱门，舱门连接在舱体上，舱门对舱体实现开启和闭合，舱门为两扇对称对开式结构，每扇舱门包括内蒙皮、外蒙皮、主承力梁、蜂窝芯子、加强筋以及热防护结构，蜂窝芯子位于内蒙皮、外蒙皮之间，在蜂窝芯子与外蒙皮的接触位置上开设导流槽，在蜂窝芯子之间布置加强筋，加强筋连接在两个主承力梁，主承力梁上均布设置三个舱门锁，两扇舱门闭合时实现互相锁紧；热防护结构设置在外蒙皮上，采用交错布局，热防护结构表面自然环境下水汽回吸量≤0.15％。使有效载荷舱门结构刚度高、结构的兼容性、密封性好，同时满足整体化、轻质化要求。
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公开(公告)号：CN109214131A
公开(公告)日：2019-01-15
申请号：CN201811279407.7
申请日：2018-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统，所述方法包括如下步骤：判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；当通过压心位置进行静力试验加载时，得到压心的线性方程组；得到压心坐标；当通过加载点位置输入确定试验载荷，得到各站位更新后三方向力和力矩；得到各站位的力偶；对各站位力偶进行累加，得到补充力；根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；预设三方向力矩相对误差容限，根据约束条件，采用优化算法使得输入加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力，对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。本发明提高试验载荷设计的精度和可靠性。
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公开(公告)号：CN106742065A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611163100.1
申请日：2016-12-15
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64G1/22
CPC分类号： B64G1/22
摘要： 本发明公开了一种适用于轨道飞行器的有效载荷空间舱结构，包括舱体和舱门，舱门连接在舱体上，舱门对舱体实现开启和闭合，舱门为两扇对称对开式结构，每扇舱门包括内蒙皮、外蒙皮、主承力梁、蜂窝芯子、加强筋以及热防护结构，蜂窝芯子位于内蒙皮、外蒙皮之间，在蜂窝芯子与外蒙皮的接触位置上开设导流槽，在蜂窝芯子之间布置加强筋，加强筋连接在两个主承力梁，主承力梁上均布设置三个舱门锁，两扇舱门闭合时实现互相锁紧；热防护结构设置在外蒙皮上，采用交错布局，热防护结构表面自然环境下水汽回吸量≤0.15％。使有效载荷舱门结构刚度高、结构的兼容性、密封性好，同时满足整体化、轻质化要求。
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公开(公告)号：CN105173066B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201510604407.X
申请日：2015-09-21
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64C25/50
摘要： 本发明涉及一种无人机电驱动前轮转弯装置，包括：转弯驱动舵机、转弯扭力臂、连杆组件、转筒组件；转弯驱动舵机中的电机通过传动机构驱动输出轴旋转；转弯扭力臂随输出轴旋转，转弯扭力臂通过关节轴承连接到连杆组件，连杆组件驱动转筒组件旋转；转筒组件连接起落架扭力臂的上扭力臂，通过起落架扭力臂驱动前轮转弯。本发明提出的电驱动前轮转弯装置采用电机驱动，具有重量轻、可靠性和可维护性高等优点，更适用于中小型的无人机飞行器起落架系统。本发明在现有起落架结构的基础上进行改进获得，无需重新设计起落架，避免了重新设计起落架带来的高成本。
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公开(公告)号：CN104389849B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410539826.5
申请日：2014-10-13
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 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：CN105173066A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510604407.X
申请日：2015-09-21
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64C25/50
摘要： 本发明涉及一种无人机电驱动前轮转弯装置，包括：转弯驱动舵机、转弯扭力臂、连杆组件、转筒组件；转弯驱动舵机中的电机通过传动机构驱动输出轴旋转；转弯扭力臂随输出轴旋转，转弯扭力臂通过关节轴承连接到连杆组件，连杆组件驱动转筒组件旋转；转筒组件连接起落架扭力臂的上扭力臂，通过起落架扭力臂驱动前轮转弯。本发明提出的电驱动前轮转弯装置采用电机驱动，具有重量轻、可靠性和可维护性高等优点，更适用于中小型的无人机飞行器起落架系统。本发明在现有起落架结构的基础上进行改进获得，无需重新设计起落架，避免了重新设计起落架带来的高成本。
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公开(公告)号：CN104309799A
公开(公告)日：2015-01-28
申请号：CN201410557167.8
申请日：2014-10-20
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64C25/16
摘要： 本发明提供了一种飞行器舱门锁机构，包括第一端盖、作动筒、第二端盖、活塞杆、锁钩、弹簧。本发明中，通过将锁钩铰接于作动筒上，并使得锁钩的一端与作动筒中的活塞杆连接，锁钩的另一端与舱门锁环挂接，当给作动筒充气使得活塞移动，即可带动锁钩动作，实现舱门的解锁；而当作动筒中的气体排出后，锁钩又在活塞的带动下动作，实现舱门的锁定。该结构简化了传统锁结构的锁定原理，减小了锁结构的体积，适用于对小布局空间要求高的小型飞行器。
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公开(公告)号：CN103612748A
公开(公告)日：2014-03-05
申请号：CN201310474127.2
申请日：2013-10-12
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 一种适用于飞行器全动V尾的定位驱动机构，包括舵轴、上轴承套，上关节轴承、筒形定位套筒、连接键、分半式摇臂、锥形定位套筒、下轴承套、下关节轴承、轴端端盖、上轴承座、下轴承座、伺服作动器和伺服作动器支座，其中上、下轴承座与飞行器机体框梁连接形成盒型结构，以提高支撑结构的抗弯、抗扭性能；上、下关节轴承为舵轴提供旋转支承；分半式摇臂通过连接键与舵轴相连，将伺服作动器输出的载荷转换为驱动舵轴偏转的扭矩；下轴承套与下轴承座的锥面配合进行定心，下轴承套与下轴承座的圆柱面配合处设置螺纹半孔辅助全动V尾装卸。本发明同时实现了大尺寸、带倾斜角、双支点悬臂支撑飞行器舵面的可靠定位驱动和便捷装卸。
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