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公开(公告)号：CN114996871B
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202210601181.8
申请日：2022-05-30
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体脉冲发动机软质隔层承压性能仿真快速收敛方法。步骤如下：S1：采用常规的仿真方法，将载荷调小，确保仿真模型收敛；S2：通过二次开发的方式提取变形之后的几何模型；S3：对变形后的几何模型重新划分网格，提高网格的质量；S4：将第一步的计算结果映射到重划分网格上，并施加完整载荷进行求解计算，即可得到仿真结果。本发明提供了一种固体脉冲发动机软质隔层承压性能仿真快速收敛方法，该方法可有效改善网格在求解过程中的畸变情况，不需要进行大量试算即可提高仿真模型的收敛性，节省了大量的时间成本，且具有较好的通用性，为固体脉冲发动机的研制提供了技术支持。
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公开(公告)号：CN113392465B
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202110467622.5
申请日：2021-04-28
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及航天产品数字化设计领域，具体涉及一种基于Creo软件的三维模型参数检查系统。包括：固体火箭发动机三维模型参数自动提取模块，用于将固体火箭发动机三维模型参数提取到本软件中，无需打开三维模型，该界面主要由模型选择方式、模型选择、三维模型显示区域组成；固体火箭发动机三维模型参数检查规则设置模块，主要为固体火箭发动机三维模型中添加或修改参数，该界面主要由检查规则管理、属性设置和属性操作组成。本发明通过对固体火箭发动机零部件参数的提取，并封装整合成一个整体，形成专业流程的软件，使固体火箭发动机模型参数的数据自动完成传递，大幅提高固体火箭发动机参数填写或修改效率和准确性，达到了快速设计的目标。
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公开(公告)号：CN118758761A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202411074150.7
申请日：2024-08-07
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 一种固体火箭发动机与连接舱段局部外压试验装置及方法，该装置包括固体火箭发动机，连接舱，工装，转接板，弧形架，横梁组合体，横梁，螺栓，包带，作动器组合体及天车，所述固体火箭发动机和连接舱通过螺栓固定连接，并将其放置于弧形架上；弧形架通过用螺栓固定在横梁组合体上；包带将固体火箭发动机一端固定在弧形架上，防止试验过程中，固体火箭发动机倾倒；工装通过螺栓固定在固体火箭发动机和连接舱处；转接板固定在横梁中部；两组作动器组合体一端分别固定在横梁的两侧，另一端固定在横梁组合体上。本发明试验装置，既能减小固体火箭发动机整体的变形和应力，避免试验中试验件破坏，又能避免操作人员的高空作业而产生危险因素。
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公开(公告)号：CN114996871A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210601181.8
申请日：2022-05-30
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体脉冲发动机软质隔层承压性能仿真快速收敛方法。步骤如下：S1：采用常规的仿真方法，将载荷调小，确保仿真模型收敛；S2：通过二次开发的方式提取变形之后的几何模型；S3：对变形后的几何模型重新划分网格，提高网格的质量；S4：将第一步的计算结果映射到重划分网格上，并施加完整载荷进行求解计算，即可得到仿真结果。本发明提供了一种固体脉冲发动机软质隔层承压性能仿真快速收敛方法，该方法可有效改善网格在求解过程中的畸变情况，不需要进行大量试算即可提高仿真模型的收敛性，节省了大量的时间成本，且具有较好的通用性，为固体脉冲发动机的研制提供了技术支持。
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公开(公告)号：CN107063840A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201611083786.3
申请日：2016-11-30
Applicant: 内蒙动力机械研究所
CPC classification number: G01N3/02 , G01N3/08 , G01N2203/0017
Abstract: 本发明涉及一种用于固体火箭发动机壳体单裙轴拉试验的装置，包括端框组合体、固体火箭发动机壳体和混凝土，端框组合体包括端框、圆钢和钢板，端框的上端外侧与固体火箭发动机壳体的接头连接在一起，端框的上端内侧的圆孔用于固定圆钢，端框的下端的通孔用于通过螺栓将端框与试验台固定；固体火箭发动机壳体安装固定在端框组合体的端框上，固体火箭发动机壳体内部装入混凝土，混凝土的高度与钢板的上表面齐平。本装置，连接简单，安全可靠，既可以应用到固体火箭发动机壳体单裙轴拉试验，也可以应用到固体火箭发动机壳体前后裙受载不一致轴拉试验。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109373812B
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN201811468289.4
申请日：2018-12-04
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明涉及一种发射筒减震垫位移测量装置，包括两个弧形架、连接工装、两个拉杆、两个位移计和基板；所述的弧形架一侧设有一个半圆；所述的连接工装为圆环形状，两端设有四个通孔；所述基板与其中一弧形架通过螺栓固定连接，所述两个弧形架通过螺栓固定连接，所述连接工装固定于两个弧形架之间，所述两个拉杆分别固定到连接工装两侧的通孔，所述两个位移计一端固定于基板，另一端与连接工装紧密接触。本装置可实现不同载荷下发射筒减震垫位移测量，既可以应用到单一载荷下发射筒体减震垫位移测量，也可以应用到复杂载荷下发射筒体减震垫位移测量。
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公开(公告)号：CN110543489B
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN201910821059.X
申请日：2019-09-02
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F16/242 , G06F16/2458 , G06F16/248 , G06F16/21 , G06F16/25 , G06F21/55 , G06F21/60 , G06F21/62
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机可靠性数据分析挖掘及应用软件工具，分为基础平台层、数据管理层和数据应用层三个层次，基础平台为服务器层，包括应用服务器、数据库服务器、文件服务器和集成接口；数据管理层为数据库层，对发动机基本信息、装药及内绝热可靠性数据、喷管可靠性数据、壳体及外绝热可靠性数据、发动机整机及直属件可靠性数据的数据管理功能；数据应用层为用户层用于包括数据查询、可靠性数据分析、可靠性数据二维图展示、可靠性数据三维图展示。本发明为发动机产品质量预判提供数据支撑，进而提高产品质量稳定性和一致性，并为提升固体火箭发动机精细化管理、精确制造、质量保障、信息化管理等多方面的能力奠定基础。
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公开(公告)号：CN113392465A
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN202110467622.5
申请日：2021-04-28
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及航天产品数字化设计领域，具体涉及一种基于Creo软件的三维模型参数检查系统。包括：固体火箭发动机三维模型参数自动提取模块，用于将固体火箭发动机三维模型参数提取到本软件中，无需打开三维模型，该界面主要由模型选择方式、模型选择、三维模型显示区域组成；固体火箭发动机三维模型参数检查规则设置模块，主要为固体火箭发动机三维模型中添加或修改参数，该界面主要由检查规则管理、属性设置和属性操作组成。本发明通过对固体火箭发动机零部件参数的提取，并封装整合成一个整体，形成专业流程的软件，使固体火箭发动机模型参数的数据自动完成传递，大幅提高固体火箭发动机参数填写或修改效率和准确性，达到了快速设计的目标。
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公开(公告)号：CN112529899A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011584416.4
申请日：2020-12-28
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明提供一种基于机器学习与计算机视觉固体火箭发动机无损检测方法，通过将输入的图像分为多个局部图像，对重点部位进行重点学习，方便后续提取关键特征并做出初步判断。本发明解决人工识别率低、图像数据分散、数据利用率低等问题。实现发动机无损检测图像高效、快速识别。本发明可作为发动机无损检测图像识别使用，相比于现有方法，识别效率与准确率显著提高。
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公开(公告)号：CN113111552A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110376551.8
申请日：2021-04-08
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法。药柱三维模型导入到ANSYS软件，通过坐标极值获取几何尺寸，根据夹角及长度尺寸切割药柱，得到约束面、加载面和筛选头尾两部分的线条数量；确定药柱的翼槽位置和翼槽轮廓线的起始线号，先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取药柱翼槽轮廓线组，并沿轮廓线将翼槽切割下来，进而划分网格，形成药柱仿真模型；对仿真模型赋予材料属性、载荷施加处理操作，求解计算后，得到药柱在压力载荷作用下的等效应变分布。本发明有较好的通用性，降低了药柱结构完整性仿真的难度，减少了仿真时间，明显提高了发动机的论证速度。
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