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公开(公告)号：CN103575555A
公开(公告)日：2014-02-12
申请号：CN201210256390.X
申请日：2012-07-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种基于梁模型的蒙皮加筋结构纵横扭一体化动力学分析方法，包括：1.分别采集蒙皮加筋结构的蒙皮弹性模量、蒙皮泊松比，桁条弹性模量、桁条泊松比，蒙皮壳直径，蒙皮厚度；所采集的桁条共有m类桁条，采集每类桁条的个数、截面积、截面惯性矩及极惯性矩；2.获取蒙皮面积；3.获取蒙皮加筋结构总的拉压刚度；4.获得蒙皮截面惯性矩；5.获取蒙皮加筋结构总的弯曲刚度；6.获取蒙皮截面惯性矩；7.获得蒙皮加筋结构总的扭转刚度；8.借助有限元方法划分为若干个梁单元，进而进行结构纵横扭一体化动力学分析。本发明解决了捆绑火箭纵向与横向、纵向与扭转、横向与扭转模态耦合问题，实现了火箭结构纵横扭一体化动力学分析。
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公开(公告)号：CN103455696A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210176821.1
申请日：2012-05-31
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明涉及一种锥壳轴向刚度获取方法，依次包括：一、采集得到锥壳结构锥壳下端半径Ru，上端半径Rd，高度L；采集锥壳的等效厚度t，并根据锥壳采用材料得到其弹性模量E，泊松比μ；二、获得锥壳半锥角三、根据壳体薄膜理论，结合边界条件，得到锥壳结构在单位轴向力作用下的轴向变形量四、得到锥壳轴向刚度的表达式本发明可以直观看出锥壳轴向刚度与锥壳结构参数的关系，为锥壳结构的设计提供指导。在进行火箭动力学建模时，可以根据轴向刚度表达式将锥壳结构简化为梁单元，比以往采用变截面梁模拟锥壳结构的方法更为合理和准确。
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公开(公告)号：CN103454101A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210181252.X
申请日：2012-06-04
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种蒙皮加筋圆柱壳结构扭转等效刚度获取方法，包括以下步骤：1分别采集蒙皮加筋圆柱壳结构的蒙皮扭转弹性模量、桁条扭转弹性模量，蒙皮壳直径，蒙皮厚度；所采集的桁条共有m类桁条，进而采集每类桁条的个数、截面积及极惯性矩；2获取所有桁条针对自身轴的桁条极惯性矩总和；3获取蒙皮的极惯性矩；4获取蒙皮加筋圆柱壳结构总的扭转等效刚度。本发明从根本上解决了困扰火箭扭转刚度计算偏大的难题，得到了更准确的扭转刚度结果。
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公开(公告)号：CN113378292B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202110524490.5
申请日：2021-05-13
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明涉及一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，属于火箭动力学特性仿真与试验技术领域，主要涉及到运载火箭模态振型斜率试验与仿真计算的方法。本发明将舱段试验与仿真计算结果的偏差和局部安装位置的偏差二者叠加，即可作为振型斜率标准值的偏差，以百分比形式给出。采用舱段试验的方法，进行惯性器件对安装位置的优选，无需通过全箭模态试验进行惯性器件选位。
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公开(公告)号：CN103575555B
公开(公告)日：2016-01-27
申请号：CN201210256390.X
申请日：2012-07-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种基于梁模型的蒙皮加筋结构纵横扭一体化动力学分析方法，包括：1分别采集蒙皮加筋结构的蒙皮弹性模量、蒙皮泊松比，桁条弹性模量、桁条泊松比，蒙皮壳直径，蒙皮厚度；所采集的桁条共有m类桁条，采集每类桁条的个数、截面积、截面惯性矩及极惯性矩；2获取蒙皮面积；3获取蒙皮加筋结构总的拉压刚度；4获得蒙皮截面惯性矩；5获取蒙皮加筋结构总的弯曲刚度；6获取蒙皮截面惯性矩；7获得蒙皮加筋结构总的扭转刚度；8借助有限元方法划分为若干个梁单元，进而进行结构纵横扭一体化动力学分析。本发明解决了捆绑火箭纵向与横向、纵向与扭转、横向与扭转模态耦合问题，实现了火箭结构纵横扭一体化动力学分析。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113591202B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202110692792.3
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 一种确定发动机关机错开时间的方法，包括如下步骤：S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。
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公开(公告)号：CN103455644A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210176955.3
申请日：2012-05-31
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种基于耦合质量的液体推进剂动力学模拟方法，依次包括：一、采集火箭贮箱的结构参数；采集贮箱中推进剂的密度信息；得到贮箱节点和贮箱节点对应的质量单元；得到某飞行时刻的推进剂质量；二、根据推进剂质量和推进剂的密度信息，得到推进剂体积；根据火箭贮箱的结构参数，得到推进剂的液位高度；三、根据推进剂的液位高度，将推进剂分配在贮箱的节点对应坐标上；四、根据贮箱每个节点分配到的推进剂质量，得到推进剂单元耦合质量矩阵；五、生成贮箱各节点的耦合质量单元。本发明物理意义更清晰，可进一步推广到运载火箭纵向、横向载荷计算中，实现火箭纵横扭一体化动力学建模。
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公开(公告)号：CN103454102A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210181836.7
申请日：2012-06-04
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种蒙皮加筋圆柱壳结构扭转等效刚度优化获取方法，包括：1、分别采集蒙皮加筋圆柱壳结构的材料扭转弹性模量，蒙皮壳直径，蒙皮厚度；所采集的桁条共有m类桁条，进而采集每类桁条的个数、截面积及极惯性矩；2、利用面积等效法获得桁条总等效厚度；3、获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的等效厚度和蒙皮加筋圆柱壳结构总的等效极惯性矩；4、获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的实际极惯性矩；5、获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的实际扭转刚度。本发明可以得到以下效果：通过优化传统基于简单模型的扭转刚度计算方法，能够简单快速得到与复杂模型同样精度的结果，很好解决了困扰火箭扭转刚度计算偏大的难题。
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公开(公告)号：CN103454100A
公开(公告)日：2013-12-18
申请号：CN201210181240.7
申请日：2012-06-04
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种蒙皮加筋圆柱壳结构弯曲等效刚度获取方法，包括：1分别采集蒙皮加筋圆柱壳结构的蒙皮弹性模量、桁条扭转弹性模量，蒙皮壳直径，蒙皮厚度；所采集的桁条共有m类桁条，进而采集每类桁条的个数、截面积；2获取桁条总等效厚度；3获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的等效厚度和蒙皮加筋圆柱壳结构总的面积等效惯性矩为；4获取截面惯性矩优化因子；5获得修正后的截面惯性矩；6获得蒙皮加筋圆柱壳结构总的实际弯曲刚度。本发明解决了弯曲刚度偏差引起的弯曲频率随着阶数增大误差会越来越大的问题，能够合理、简单快速的获取蒙皮加筋圆柱壳结构弯曲刚度。
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公开(公告)号：CN113591202A
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110692792.3
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 一种确定发动机关机错开时间的方法，包括如下步骤：S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。
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