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公开(公告)号：CN115655024A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211311379.9
申请日：2022-10-25
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B35/00
Abstract: 本发明提供了多吊挂导弹超静定多点支撑联合静力试验系统。包括承载支撑模块、工装模块、静力加载模块、测试模块以及多个滑块加载工装；承载支撑模块包括承载结构与支撑结构；吊挂导弹包括弹体与多个滑块，多个滑块均安装在弹体上，且沿弹体的长度方向分布；滑块的数量与滑块加载工装的数量一一对应，工装模块与弹体连接；静力加载模块能够通过工装模块为弹体提供作用力；测试模块用于测试弹体的受力情况。本发明的试验系统方案简单，操作方便,可以安全、可靠地对多吊挂导弹超静定多点支撑进行静力试验验证；本发明的试验成本低,充分满足多吊挂导弹静力试验的要求,可较真实地模拟导弹在空中挂飞条件下的导弹吊挂的真实的受力状态。
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公开(公告)号：CN113051787A
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN202110234332.6
申请日：2021-03-03
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统，包括如下步骤：S1、吊挂结构有限元分析；S2、吊挂附近舱体上应力谱测量；S3、吊挂根部应力谱获取；S4、应力幅值和均值计算；S5、S‑N曲线修正；S6、吊挂疲劳寿命估算。本发明解决了导弹实际挂飞过程中的吊挂疲劳寿命估算精度差的问题，并且仅仅进行短时物理试验，大大节省了型号研制成本。
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公开(公告)号：CN112960102A
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202110290389.8
申请日：2021-03-18
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器锥形舱体一体化设备安装口盖及安装方法，包括锥形舱体和口盖盖板，所述锥形舱体的内侧安装有用于安装电气接插件等设备的口盖埋头，所述口盖盖板可拆卸固定安装在口盖埋头的外侧，且所述口盖埋头和口盖盖板之间设置有密封件。通过口盖盖板、口盖埋头以及锥形舱体的高度集成化装配，在锥形舱体上的安装匹配性良好，设备安装空间充足，生产工艺简便，且通过防热层和金属层结合的形式，兼顾结构和防热需求，有助于保持飞行器的气动外形，且通过口盖密封垫、密封胶和防热腻子，有助于实现有效密封，且拆装方便。
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公开(公告)号：CN109388846A
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201810950035.X
申请日：2018-08-20
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种单侧提拉发射系统流固耦合动力学仿真方法，包括如下步骤：步骤1：构建单侧提拉发射系统的发射气体动力学模型；步骤2：构建单侧提拉发射系统的多体动力学模型；步骤3：基于所述发射气体动力学模型、多体动力学模型，构建单侧提拉发射系统的流固耦合仿真模型；步骤4：调用所述发射气体动力学模型、多体动力学模型，基于所述流固耦合仿真模型进行流固耦合仿真，并获得仿真计算结果。其中，步骤1、步骤2、步骤3、步骤4依次执行，或者，步骤2、步骤1、步骤3、步骤4依次执行。本发明实现了单侧提拉发射系统燃气力与弹体姿态的强耦合，实现了强流固耦合仿真，极大地提高了单侧提拉发射系统筒弹分离仿真的精度。
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公开(公告)号：CN119820525A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202411903599.X
申请日：2024-12-23
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种航天器舱内设备协作装配装置及方法，包括被动柔性平台、伺服升降机构、直线导杆、约束环、控制柜、底部平台、调节脚撑、支撑框架、中部平台、直线轴承、顶部支撑平台；直线导杆上端与底部支撑盘连接，底部与约束环连接；驱动齿轮装置、主支撑簧力传感器、侧支撑簧力传感器与控制柜进行电气与通讯连接，控制柜安装在底部平台上；顶部支撑平台安装在支撑框架上，其上端面设有舱体限位槽与定位销孔，对舱体进行限位与初始角度、位置定位；支撑框架底部设有调节脚撑。本发明实现舱内模块化大体积设备的自动化装配与协作装配，大大提升了航天产品装配的自动化、智能化水平，降低了对人工操作的依赖，从而提高了装配效率和准确性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119284209A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411394021.6
申请日：2024-10-08
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种实现助推器和飞行器分离的分离系统及方法，包括：控制系统、分离火工装置、反推动力装置、分离弹簧装置以及分离双铰装置；所述控制系统设置在飞行器上，所述反推动力装置设置在助推器上；所述飞行器通过所述分离弹簧装置和所述分离双铰装置与所述助推器连接设置；所述分离火工装置设置在所述飞行器和所述助推器之间，用于解锁所述飞行器和所述助推器。本发明为具有分离鲁棒性的分离控制系统，提出分离双铰装置，既可以充分利用弹簧分离装置的鲁棒性，又可以克服两级气动特性差异带来牵连扰动，特别是对大动压强扰动的情况下的飞行器分离，具有优势。
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公开(公告)号：CN118464363A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410639276.8
申请日：2024-05-22
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种电弧风洞试验工装及制造、使用方法，主要包括：盖板组件、变形机构、连杆装置。本发明通过在变形机构、连杆装置与作动装置连接，实现了在风洞中真实模拟变形机构的角度展开变形过程；对原始细长变形机构截短并对前缘部分进行整流，便于充分利用电弧风洞能量，改善出口流场分布，达到相应飞行热环境条件；工装设计采用上下盖板与前后堵盖的构造形式，通过更改零件的尺寸实现缝隙尺寸的调整，实现加工，安装传感器，拆装等方便。表面安装热电偶丝，便于测量空气温度波动，解决变形机构运动过程中防热评估的问题。
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公开(公告)号：CN118332695A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410498776.4
申请日：2024-04-24
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舵面强度精细化计算方法和系统，包括：有限元模型精细化建模；材料本构模型精细化建模；设计载荷精细化建模；边界条件精细化建模；算法选择与求解；计算结果输出与评价。本发明可实现高速飞行器舵面强度计算的精细化、标准化和程式化，计算模型能更加真实反映舵面空中试验的边界条件、载荷施加方式、材料的力学行为特性，使舵面结构强度计算更加精确、方便和快捷，具有很好的适用性，大大提高了飞行器舵面结构强度计算的工作效率。
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公开(公告)号：CN118332694A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410498772.6
申请日：2024-04-24
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种飞行器舱体结构强度精细化计算方法和系统，包括：载荷工况确定；设计载荷精细化处理；材料本构模型精细化模拟；精细化有限元模型构建；精细化边界条件施加；有限元计算；计算结果评价。本发明可实现飞行器舱体结构强度计算的精细化、标准化和程式化，计算模型能更加真实反映强度试验的边界条件、载荷施加方式、材料的力学行为特性，使飞行器舱体结构强度计算更加精确、方便和快捷，具有很好的适用性，大大提高了飞行器舱体结构强度计算的工作效率。
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公开(公告)号：CN110631420B
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN201910905466.9
申请日：2019-09-24
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种机载悬挂物弹射机构，包括发射架骨架、作动筒、前摇臂以及后摇臂；其中，所述发射架骨架与发射架连接；所述前摇臂的一端与所述发射架骨架铰接，另一端与所述作动筒的一端铰接；所述作动筒的另一端与所述发射架骨架铰接；所述后摇臂的一端与所述发射架骨架铰接。本发明提供的一种机载悬挂物发射机构，能满足结构紧凑，占用空间小，以及消除导轨型发射装置在导弹发射过程中带来的一些不利因素来确保悬挂物、发射装置的各项性能指标满足设计的要求，确保弹射过程中悬挂物与发射架顺利分离。
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