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公开(公告)号：CN113324443A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110437598.0
申请日：2021-04-22
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提出了一种带有梢部扰流组件的边条舵气动装置，包括舵面，所述舵面的平均气动弦长大于所述舵面的舵面展长，且所述舵面梢弦长大于所述舵面根弦长；所述舵面的舵面前缘前掠，所述舵面的舵面后缘后掠；所述舵面的梢部设置有扰流组件。本发明在展向尺寸受到限制的条件下，可以提高俯偏舵效和滚转舵效，降低阻力，改善飞行器的分离安全性及升阻力特性等。
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公开(公告)号：CN116484756A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310301204.8
申请日：2023-03-24
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法和系统，包括：步骤1：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的对称性，推导得到连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型；步骤2：利用风洞试验或数值计算获取连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入；步骤3：利用获取的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入，以及气动力对称性和周期性推导出的行列向量，求解连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的各项系数，完成模型构建。本发明解决了轴对称布局喷嘴喷流导弹气动力模拟和不同象限复杂的舵面效率数据映射问题，与其他插值方法相比，本发明效率高、成本低、精度高。
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公开(公告)号：CN112432757A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011510599.5
申请日：2020-12-18
Applicant: 上海机电工程研究所 , 上海神箭机电工程有限责任公司
Abstract: 本发明提供了一种舵机间隙调节模拟机构，涉及飞行器检测装置技术领域，包括支撑架体，所述支撑架体上水平转动架设有柔性梁，所述柔性梁的任意一端可拆卸固定有模拟舵面，所述模拟舵面与柔性梁相互垂直，所述柔性梁的另一端可拆卸固定有拨杆，且所述拨杆与柔性梁相互垂直，所述支撑架体上还设置有间隙调节组件，所述间隙调节组件位于拨杆的正下方，且所述拨杆的下端探入间隙调节组件内。通过调整两个调节块之间的间隙以及调节块和拨杆的相对位置，调节和设置舵系统间隙参数，有助于提高连续测量不同舵系统间隙对舵系统刚度影响的便捷性，进而有助于提高研究结果的准确性。
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公开(公告)号：CN111695193B
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202010394085.1
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G01M9/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统，包括：步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。本发明为利用不同批次、不同状态的飞行试验数据进行数学模型持续修正提供最优数学形式的模型，能明显提高数学模型精度。
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公开(公告)号：CN111695193A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010394085.1
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G01M9/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统，包括：步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。本发明为利用不同批次、不同状态的飞行试验数据进行数学模型持续修正提供最优数学形式的模型，能明显提高数学模型精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113505434A
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN202110715798.8
申请日：2021-06-24
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于气动力数学模型的轴对称飞行器制造方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：建立气动力数学模型；步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器。本发明适用于任意数量舵面的轴对称飞行器或近似轴对称飞行器，气动力数学模型从每个舵面的舵偏出发，而非控制舵偏通道组合，简化了模型表达式，摆脱了控制策略的限制，克服了现有线性数学模型和非线性数学模型在工作量、数据准确性和使用灵活性等方面的不足，兼顾了线性数学模型和非线性数学模型的优点，提高了效率。
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公开(公告)号：CN109696088B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201811496609.7
申请日：2018-12-07
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明提供了一种紧凑式弹翼缩展机构及导弹，能够增加战术导弹导弹射程，扩展作战空域，增大可用过载，提高机动能力，节约外部空间，便于内埋挂载。本发明公开了紧凑式弹翼缩展机构，其主要特征为：伸缩翼、连杆、活塞套筒、活塞杆、轴、支架、弹簧、推盘、启爆器、止动销钉、挡块等组成。采用紧凑式弹翼缩展机构可以在展向尺寸有限的条件下实现同时兼顾满足弹射发射安全性和末端大机动性的不同要求。
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公开(公告)号：CN112572758A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011505603.9
申请日：2020-12-18
Applicant: 上海机电工程研究所 , 上海神箭机电工程有限责任公司
IPC: B64C1/26 , B64C3/56 , F16J15/3264 , F16J15/3284
Abstract: 本发明提供了一种伸缩翼与飞行器舱体间的动密封机构，包括安装在飞行器舱体上的密封安装支架，所述密封安装支架上开设有用于避让伸缩翼的避让口，所述避让口平行于伸缩翼伸缩方向的任一侧壁上均安装有密封动块，任一所述密封动块与其位于的避让口侧壁之间均连接有弹簧，任一所述弹簧的伸缩方向均平行于伸缩翼的厚度方向，任一所述密封动块远离与其连接的避让口侧壁的一侧均抵在伸缩翼上，且所述密封动块与伸缩翼配合封闭避让口。有助于减少高速气流沿伸缩翼与飞行器舱体间的间隙流入飞行器舱体内，从而有助于减少飞行舱体的内部结构以及飞行舱体内设备的损伤。
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公开(公告)号：CN108414185A
公开(公告)日：2018-08-17
申请号：CN201810129236.3
申请日：2018-02-08
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：将具有对称性的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态；确定合成攻角为零时飞行器横截面内空气动力合力和合力矩的方向和大小；在旋转体轴系下对飞行器横截面内合力和合力矩进行分解，获得相应的力和力矩的新值；通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；获得新旧值的差量；将随合成攻角变化的旧数据加上前述差量获得新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。本发明从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，建立一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。
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