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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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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：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：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：CN114715392B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202210381916.0
申请日：2022-04-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种变体飞翼式倾转旋翼无人机，属于航空无人飞行器技术领域。本发明将旋翼飞行器与飞翼式固定翼飞行器优势相结合，具有旋翼飞行器起降环境要求低、自由悬停、停放面积小等优点的同时；在以固定翼姿态进行平飞过程中，由于其飞翼式布局，兼具气动效率高、飞行速度快、续航能力强等优势。此外，本发明使用蜗轮蜗杆机构作为变体机构，具有如下优点：(1)蜗轮蜗杆传动比高，保证无人机变体过程的快速、平稳、对称、可靠；(2)具有自锁性，保证无人机转变工作模式后实现变体机构锁定，形成稳定可靠适于飞行的气动外形；(3)蜗轮蜗杆设置于机身内部，结构紧凑，且无需改变无人机外形，提升飞行器气动效率、续航能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114034379A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111314206.8
申请日：2021-11-08
IPC: G01H17/00
Abstract: 本发明公开一种基于直达声场的封闭空腔降噪试验平台搭建方法，属于航天声振测试领域。针对现有测试方法试验周期长、成本高、对建造场地要求高且不能满足大型试验件测试要求等问题。本方法首先建立包含封闭空腔试验件的直达声场有限元模型，并通过等效声源方法，取代扬声器声源的完整建模以提升计算效率；然后通过仿真手段选取合理的扬声器阵列数、试验环境、试件放置区域等因素，并根据仿真结果指导直达声场试验平台的搭建从而开展封闭空腔的噪声试验。本发明基于直达声场试验平台对封闭空腔试件开展噪声试验，有利于降低试验成本、缩短试验周期，可用于航天领域中封闭空腔型试件的噪声测试中。
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公开(公告)号：CN110705157B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201910917823.3
申请日：2019-09-26
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06F111/10
Abstract: 本发明涉及一种基于缩比模型的整流罩相似结构外推的修正方法，属航天领域。针对整流罩缩比模型试验数据不能直接用于相似结构外推法的预示，会间接影响相似结构外推方法的预示精度问题，运用缩比准则，得到参考整流罩的数据，使参考整流罩与新整流罩在尺寸上相同，再运用相似结构外推法预示新整流罩的响应，得到修正的整流罩缩比模型相似结构外推公式。相较于相似结构外推法，基于缩比模型的整流罩相似结构外推的修正方法能够提高预示精度和适用范围，具有重要的工程意义。
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公开(公告)号：CN116522738A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310693378.3
申请日：2023-06-13
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种基于能量有限元的内损耗因子辨识方法，属试验与测试技术领域。本发明实现方法为：开展均质各向同性平板平均能量密度测试，测试并表征用于内损耗因子辨识的参数；构建以内损耗因子为变量的能量有限元分析误差函数；使用粒子群优化算法计算全局最优内损耗因子，即基于能量有限元实现内损耗因子辨识。根据得到的内损耗因子辨识结果，指导航天器结构中高频声振响应分析与设计，评估航天器结构中各频段内的能量耗散，并根据中高频声振响应预示结果优化航天器结构，避免航天器飞行过程中受中高频振动影响，提升飞行器的安全性和可靠性。本发明受测试条件影响更小，节省针对航天器结构件中高频振动响应预示中的内损耗因子辨识试验所需资源，降低试验的成本。
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公开(公告)号：CN114034379B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111314206.8
申请日：2021-11-08
IPC: G01H17/00
Abstract: 本发明公开一种基于直达声场的封闭空腔降噪试验平台搭建方法，属于航天声振测试领域。针对现有测试方法试验周期长、成本高、对建造场地要求高且不能满足大型试验件测试要求等问题。本方法首先建立包含封闭空腔试验件的直达声场有限元模型，并通过等效声源方法，取代扬声器声源的完整建模以提升计算效率；然后通过仿真手段选取合理的扬声器阵列数、试验环境、试件放置区域等因素，并根据仿真结果指导直达声场试验平台的搭建从而开展封闭空腔的噪声试验。本发明基于直达声场试验平台对封闭空腔试件开展噪声试验，有利于降低试验成本、缩短试验周期，可用于航天领域中封闭空腔型试件的噪声测试中。
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公开(公告)号：CN114715392A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210381916.0
申请日：2022-04-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种变体飞翼式倾转旋翼无人机，属于航空无人飞行器技术领域。本发明将旋翼飞行器与飞翼式固定翼飞行器优势相结合，具有旋翼飞行器起降环境要求低、自由悬停、停放面积小等优点的同时；在以固定翼姿态进行平飞过程中，由于其飞翼式布局，兼具气动效率高、飞行速度快、续航能力强等优势。此外，本发明使用蜗轮蜗杆机构作为变体机构，具有如下优点：(1)蜗轮蜗杆传动比高，保证无人机变体过程的快速、平稳、对称、可靠；(2)具有自锁性，保证无人机转变工作模式后实现变体机构锁定，形成稳定可靠适于飞行的气动外形；(3)蜗轮蜗杆设置于机身内部，结构紧凑，且无需改变无人机外形，提升飞行器气动效率、续航能力。
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