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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：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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公开(公告)号：CN117195632A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311158664.6
申请日：2023-09-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请涉及一种导弹飞行全程颤振计算方法，包括：基于弹道参数和马赫数‑动压包络曲线确定特征时刻点；根据弹道参数和特征时刻点确定计算参数；根据全弹几何模型建立弹体变质量有限元模型和空气舵有限元模型，连接以得到全弹变质量有限元模型；确定空气舵固有频率修正值；进行固有振动特性计算，并根据空气舵固有频率修正值，确定各个特征时刻点的全弹固有振动特性修正参数；进行颤振计算，确定颤振边界包络曲线。本发明提供一种导弹飞行全程颤振计算方法，考虑了导弹飞行过程中气动载荷的变化对空气舵系统固有振动特性的影响、以及弹体质量的变化对弹体固有振动特性的影响，引入了修正参数，计算确定颤振边界包络曲线，得到更加真实的颤振边界。
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公开(公告)号：CN116215874A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310177980.1
申请日：2023-02-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 杨俊斌 , 冯南鹏 , 刘凯 , 付密果 , 曾庆伟 , 李东强 , 温涛 , 孙青松 , 赵全 , 吴芳广 , 曹鹏 , 付青 , 黄彪 , 周杰 , 容浩然 , 杨文静 , 贾云龙 , 胡建辉
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器热模态试验加热装置，包括被测飞行器及加热装置，被测飞行器设于加热装置上，加热装置包括活动底座、固定支架、灯管固定板及石英灯管及调控装置，固定支架设于活动底座上；灯管固定板设于固定支架上，且灯管固定板的内侧尺寸与被测飞行器的横截面尺寸相似，用于根据被测飞行器的形状对应设置，以适应不同外形的飞行器；石英灯管设于灯管固定板上；调控装置设于固定支架上，用于调节石英灯管的温度。本发明的有益效果在于：1、可在模态实验中给不同形状的被测飞行器施加热环境；2、可有效模拟在飞行中受到气动加热的影响，获取飞行器的热模态特性；3、设计合理、维护成本低，具有极高的通用性。
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公开(公告)号：CN115435998A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202210963771.5
申请日：2022-08-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种适用于舵系统的模态参数获取系统及方法，涉及舵系统模态分析技术领域，包括载荷加载子系统，其用于根据预设的多个时刻的气动参数分别处理得到相应的气动力分布，并基于所述多组气动力分布分别向舵面施加气动力。模态测试子系统，其用于在向舵面施加气动力时，对舵系统进行模态试验，以获取舵系统在不同气动力下的模态参数。本发明通过载荷加载系统对舵面模拟施加气动力，获取舵系统在不同气动力作用下的模态参数，提高舵系统模态参数的预示精度。
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