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公开(公告)号：CN111122197A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911372948.9
申请日：2019-12-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种舵机综合应力加载装置，涉及舵机技术领域，该舵机综合应力加载装置包括：振动部件；设置在振动部件顶面的舵机；与舵机连接的扭动杆件；套设在扭动杆件上的支撑环；与支撑环的侧壁连接，设置在振动部件顶面的拉动部件；设置在振动部件顶面的扭动基座；其中，扭动杆件的自由端插设在扭动基座内。本发明能够对舵机提供多种应力，通过综合应力的加载，为舵机性能检测提供便利。
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公开(公告)号：CN119337736A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411633340.8
申请日：2024-11-15
Applicant: 华中科技大学 , 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06N3/0464 , G06N3/08 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于卷积神经网络的火箭跨声速飞行壁面压力脉动快速预测方法，属于火箭跨声速数值模拟计算领域，该方法构建了基于卷积神经网络的火箭跨声速飞行壁面压力脉动预测模型，实现了通过火箭定常数值仿真数据预测相同工况下非定常壁面压力脉动的功能。该预测模型的构建过程包括：对火箭外流场各结构化网格点进行定常数值模拟并导出数值稳定的定常流场数据；对各壁面网格点进行非定常模拟并导出数值稳定后的每一时间步的壁面压力数据；对数据进行处理获得训练数据集；根据训练数据集对神经网络模型进行训练。本发明提供的方法能够快速、准确地预测火箭跨声速飞行时的壁面压力脉动功率‑密度谱。
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公开(公告)号：CN114519232A
公开(公告)日：2022-05-20
申请号：CN202011310223.X
申请日：2020-11-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及航天工程技术领域，具体涉及一种箭体运动方程系数计算方法及系统，该方法包括：根据控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。能够解决现有技术中需对箭体的弹道数据、气动数据、有限元模型等各种数据进行详细的处理，导致设计方法效率低、成本高、周期长的问题。
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公开(公告)号：CN109607382B
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201811625136.6
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B66C13/08
Abstract: 本发明公开了一种弹体竖直模态试验的翻转悬吊装置及使用方法，该装置包括托架、两个支撑台、旋转组件和悬吊件，所述托架用于支撑弹体，两个所述支撑台用于为所述弹体提供旋转支撑平台，所述旋转组件包括固定件和对称设于所述固定件两侧的旋转件，所述旋转件的一端与所述固定件连接，另一端固定于所述支撑台上，所述固定件用于套设于所述弹体上，起吊所述固定件时，所述固定件带动所述弹体绕所述旋转件在预定角度内转动，所述悬吊件用于设于所述弹体的一端并辅助所述弹体的悬吊。本发明提供了一种弹体竖直模态试验的翻转悬吊装置及使用方法，适用于大质量且不能承拉承弯，只能承压弹体的翻转及竖直悬吊，具有结构简单、成本低、安全的特点。
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公开(公告)号：CN118917132A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410936854.4
申请日：2024-07-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种整流罩声振预示方法、装置、设备及存储介质，所述方法通过获取当前运载火箭的结构设计数据，根据结构设计数据建立整流罩的实尺度几何模型；根据实尺度几何模型建立整流罩力学等效模型，开展模态试验获取整流罩的模态试验模型和模态特性数据，对整流罩力学等效模型和模态试验模型进行相关性分析，确定待修正参数，根据待修正参数修正整流罩力学等效模型，获得目标有限元模型；建立整流罩内外声腔耦合的声振预示模型进行整流罩声振仿真分析，获取不同频率下整流罩特定考核点的振动及声场响应，该方法在保证了声振预示模型准确的基础上，提高了复合材料整流罩声振仿真预示的计算精度和计算效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118734437A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410738493.2
申请日：2024-06-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及飞行器振动评估领域，具体涉及一种大型复杂舱段结构振动环境适应性的评估方法及装置。其包括：获取待测舱段小量级振动试验数据和仿真试验数据。基于仿真模型和试验数据进行修正，并计算仿真试验和振动试验的偏差系数；同时获取修正后的动力学模型下大量级仿真试验数据，依据偏差系数对大量级模拟仿真数据进行拉偏以获得大量级振动数据；依据大量级振动试验数据对待测舱段的振动环境适应性进行评估。通过对待测舱段进行小量级的舱段振动试验和仿真分析，计算两者数据之间的偏差系数，根据偏差系数对大量级的仿真试验结果拉偏得到了大量级振动数据，解决了大量级舱段结构振动试验中所需试验设备研制建造困难，人力物力耗费过大的问题。
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公开(公告)号：CN112906129A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110126141.8
申请日：2021-01-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种火箭模态参数测量方法及系统，涉及火箭测试技术领域，包括：步骤S1，选取火箭的任一舱段连接面，根据火箭飞行过程中N个特征时刻承受的载荷大小，计算该舱段连接面承受的N个弯矩大小；步骤S2，根据该舱段连接面承受的N个弯矩大小，确定该舱段连接面对应的N组火箭模态测试水平悬吊参数，所述火箭模态测试水平悬吊参数包括吊点数量、吊点位置及其吊点拉力；步骤S3，根据该舱段连接面的N组火箭模态测试水平悬吊参数水平悬吊火箭N次，测量该舱段连接面在N次水平悬吊状态下的火箭模态参数。本发明的火箭在模态参数测量时，选定舱段对接面承受的弯矩载荷接近火箭实际飞行的弯矩载荷，使得火箭模态参数测量精度高，测量成本低。
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公开(公告)号：CN109607382A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811625136.6
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B66C13/08
Abstract: 本发明公开了一种弹体竖直模态试验的翻转悬吊装置及使用方法，该装置包括托架、两个支撑台、旋转组件和悬吊件，所述托架用于支撑弹体，两个所述支撑台用于为所述弹体提供旋转支撑平台，所述旋转组件包括固定件和对称设于所述固定件两侧的旋转件，所述旋转件的一端与所述固定件连接，另一端固定于所述支撑台上，所述固定件用于套设于所述弹体上，起吊所述固定件时，所述固定件带动所述弹体绕所述旋转件在预定角度内转动，所述悬吊件用于设于所述弹体的一端并辅助所述弹体的悬吊。本发明提供了一种弹体竖直模态试验的翻转悬吊装置及使用方法，适用于大质量且不能承拉承弯，只能承压弹体的翻转及竖直悬吊，具有结构简单、成本低、安全的特点。
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公开(公告)号：CN114519232B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202011310223.X
申请日：2020-11-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及航天工程技术领域，具体涉及一种箭体运动方程系数计算方法及系统，该方法包括：根据控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。能够解决现有技术中需对箭体的弹道数据、气动数据、有限元模型等各种数据进行详细的处理，导致设计方法效率低、成本高、周期长的问题。
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公开(公告)号：CN117489492A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311566949.3
申请日：2023-11-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机试车状态健康监测系统及方法，其中该系统包括：感知系统，其用于获取固体火箭发动机试车过程中的测量信息，所述测量信息包括：发动机试车过程中整体的推力、压强、温度、应变、位移、振动、噪声、温度场、喷出火焰的流速和结构完整性；数据传输系统，其用于接收所述感知系统传输的所述测量信息，并对所述测量信息进行光电转换处理；健康处理系统，其用于实时获取所述数据传输系统发送的转换后的测量信息，实时监测固体火箭发动机健康状态，以判断固体火箭发动机是否健康。本申请根据固体火箭发动机试车过程中的测量信息，实时评估发动机的健康状态，还能够评估发动机设计的安全裕度，助力发动机的改进优化。
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