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公开(公告)号：CN119623138A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411287353.4
申请日：2024-09-13
Applicant: 北京理工大学 , 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/23 , G06T17/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种火星上升器导向机构参数化建模方法，属于导向机构结构参数化建模领域。本发明使用Python语言对有限元Abaqus进行二次开发，实现上升器热发射导向机构的参数化建模，提升有限元建模的效率。本发明通过参数化建立和装配滑块部件、参数化设置接触和连接关系、参数化设置载荷，实现不同滑块尺寸、滑块安装个数及安装位置导向机构有限元模型的快速建模，能避免由于地面和火面所处的重力环境不同导致试验结果可靠性下降的问题。将本发明建立的火星上升器导向机构模型提交Abaqus进行有限元分析，通过分析上升器离开导轨时的俯仰角速度与设计参数之间的关系得到导向机构的最优设计参数。本发明能提高对火星上升器导向机构参数化建模的精度和效率。
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公开(公告)号：CN119239987A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411287348.3
申请日：2024-09-13
Applicant: 北京理工大学 , 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种地外天体上升器气动冷弹射装置，属于深空探测领域。本发明包括保温箱体、保温箱盖、气动活塞组件、气源组件、压紧组件和发射导向与调节组件。气动活塞组件由二级活塞、一级活塞、密封圈、充气接头、一级活塞堵盖、一级活塞筒、缓冲垫、排气导向帽和一级活塞端盖组成；压紧组件由提弹梁、承载梁、火工解锁装置和上升器压紧件组成；发射导向与调节组件由导向支架、导向轮和压力调节阀组成。通过气动冷弹射的方式将上升器送至预定高度，并提供点火起飞条件；基于压紧‑保温一体化装置解决发射段压紧问题；基于可调节气动活塞组件和气源组件，为发射提供动力并实现对地形的适应；基于导向组件实现弹射装置防滚转，实现上升器气动冷弹射。
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公开(公告)号：CN115962888A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202310045907.9
申请日：2023-01-30
Applicant: 北京理工大学 , 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明涉及一种测量精密组件微小惯量积的高精度装置，属于测量技术领域。本发明的主要目的是为小质量小体积的精密组件微小惯量积测试需求；该装置由上至下包括测量装置、信号处理装置和驱动装置三大部分，通过测量高速旋转激发物体惯量积产生的力矩，直接测量得物体的惯量积，测量环节直接，避免引入其它误差。整套装置结构经过设计，安装拆卸便利，测试步骤简洁，测试效率高，并且通过更换夹持工装，可对多种组件进行测量，复用性高。
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公开(公告)号：CN113836766A
公开(公告)日：2021-12-24
申请号：CN202111101396.5
申请日：2021-09-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/23 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开的基于METIS的含球铰多体系统图划分方法，属于大规模多体系统并行仿真预测领域。本发明实现方法为：生成节点编号矩阵与自由度编号矩阵；生成受约束节点编号矩阵；自由度编号缩减；自由度编号替换；删除球铰约束方程；节点编号替换；生成记录多体系统节点连接关系的两个数组；生成节点权重矩阵；对含球铰约束多体系统进行METIS图划分处理。本发明通过缩减以及替换节点自由度编号能够减少系统整体自由度规模，消除多体系统中的球铰约束方程；通过替换节点编号解决METIS无法处理含球铰约束多体系统的问题；本发明提出的针对球铰约束处理方法的节点权重矩阵计算规则，使得对含多种有限元建模的多体系统进行METIS图划分时获得质量更高的分区结果。
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公开(公告)号：CN110717289A
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201910917703.3
申请日：2019-09-26
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭整流罩声振试验缩比模型，属航天领域。本发明考虑运载火箭在飞行过程中受到外部噪声影响，针对难度大、成本高的全尺寸模型声振环境试验，根据相似原理，设置相应的整流罩内噪声和结构振动控制参数，得到整流罩缩比公式，根据此缩比公式设计缩比模型，最终通过缩比模型预测全尺寸模型的声场特性。采用本发明所提及的缩比模型设计方法，设计出的缩比模型可以有效的反映原模型的声场特性，在声振环境试验中可以使用缩比模型试验来替代难度大、成本高的全尺寸模型试验，具有重要的工程意义。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113435135B
公开(公告)日：2022-12-16
申请号：CN202110701046.6
申请日：2021-06-22
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，属航天领域。该方法基于捆绑火箭等效模型将实尺寸捆绑发动机等效为单发动机，然后利用高温高速射流的缩比模型相似准则，建立等效单发动机缩比模型计算模型，通过非定常数值模拟获取流场及声场，进而快速预示实尺寸捆绑发动机的流场和声场。该方法可快速预估发动机噪声量级，提高计算效率。本发明针对全尺寸捆绑火箭发动机喷流试验成本过大的问题，建立较小的单发动机等效缩比模型进行试验或数值计算，获取等效缩比模型流场及声场，根据所提出的快速预估方法，预示实尺寸发动机流场及声场，为火箭发射场的降噪方案提供理论指导，具有重要的工程意义。
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公开(公告)号：CN114372361A
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202111680165.4
申请日：2021-12-23
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开的基于BDDC区域分解并行算法的粗网格选取方法，属于大规模柔性多体系统并行仿真预测领域。本发明将Deluxe缩放矩阵用于构造广义特征方程系数矩阵，能够有效针对柔性多体系统出现子域界面材料系数跃变的情况；此外，本发明通过计算共有边的二次苏尔补矩阵，凝聚柔性多体系统子域内界面除共有边之外的剩余部分信息，有效针对柔性多体系统出现子域界面材料系数跃变的情况，保证BDDC区域分解并行算法的稳定性，提高对柔性多体系统并行仿真预测效率。本发明能够解决柔性多体系统子域界面材料系数跃变导致的效率低下问题，提高基于BDDC区域分解并行算法对柔性多体系统的并行仿真预测效率，进而解决大规模柔性多体系统并行仿真预测领域相关技术问题。
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公开(公告)号：CN110717289B
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN201910917703.3
申请日：2019-09-26
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭整流罩声振试验缩比模型，属航天领域。本发明考虑运载火箭在飞行过程中受到外部噪声影响，针对难度大、成本高的全尺寸模型声振环境试验，根据相似原理，设置相应的整流罩内噪声和结构振动控制参数，得到整流罩缩比公式，根据此缩比公式设计缩比模型，最终通过缩比模型预测全尺寸模型的声场特性。采用本发明所提及的缩比模型设计方法，设计出的缩比模型可以有效的反映原模型的声场特性，在声振环境试验中可以使用缩比模型试验来替代难度大、成本高的全尺寸模型试验，具有重要的工程意义。
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公开(公告)号：CN103714216B
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201310752049.8
申请日：2013-12-31
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种基于三维微观晶须构成的复合材料力学性能评估方法，属于复合材料力学领域。本方法采用欧拉法与蒙特卡洛法相结合的方法，实现了空间随机三维晶须微观构形的对增强复合材料力学性能的预估。该发明全面表征了晶须的微观结构，充分考虑了晶须数量、针脚长度与空间随机分布状况，具有晶须单元生成效率高、预估力学参数准确以及使用简单方便等优点。不但可以为四针状晶须增强聚合物的刚度分析、应力分布规律提供定性的研究，还可以推广应用到随机分布的晶须增强复合材料有效弹性性质、细观力学分析和细观损伤失效的数值计算，相比二维方法具有十分明显优势。
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公开(公告)号：CN120012350A
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202411849775.6
申请日：2024-12-16
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F17/12 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 一种考虑刚柔耦合的二氧化碳相变弹射的姿态预测方法，属于冷弹射技术领域。本发明实现方法为：采用S‑R‑K状态方程对二氧化碳的热力学参数进行描述，通过偏离函数法推导关键热力学参数的解析表达式；根据质量守恒定律、能量守恒定律、气体流量方程和S‑R‑K真实气体状态方程建立内弹道模型的封闭状态方程组；在Abaqus中，建立考虑刚柔耦合的冷弹射模型；对整个冷弹射模型施加重力，将封闭状态方程组计算得到的低压室压力‑时间曲线作为推力载荷，并在发射筒底部施加反向压力，模拟飞行器出筒时推力对发射筒的反作用力；将车架中轮胎的下参考点设置为固定约束；设置动力学分析步并提交运算，实现考虑刚柔耦合的飞行器弹射过程的姿态预测。
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