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公开(公告)号：CN113865546A
公开(公告)日：2021-12-31
申请号：CN202111273781.8
申请日：2021-10-29
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种折叠舵角度测量装置及折叠舵，包括：角度测量装置和角度传感器；所述角度测量装置连接所述角度传感器；所述角度测量装置包括：定位板、L型连杆以及角度传动轴；所述角度传动轴转动连接所述定位板，所述角度传动轴上安装所述L型连杆；所述角度传动轴连接所述角度传感器。本装置提高了折叠舵外翼展开角度的测量精度，为总体提供准确的折叠舵展开时间。
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公开(公告)号：CN112960104A
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202110275562.7
申请日：2021-03-15
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种降低飞行器天线罩热环境的防热涂层厚度构造方法及系统，包括：步骤S1：根据天线罩长度参数信息，确定天线罩凹腔长度，获取天线罩凹腔长度确定信息；步骤S2：根据天线罩凹腔长度确定信息，获取防热涂层与天线罩相对高度信息；步骤S3：根据防热涂层与天线罩相对高度信息，获取降低飞行器天线罩热环境的防热涂层厚度构造结果信息。本发明不用对天线和天线罩做任何改动的，保证了天线的性能；本发明只需要对天线罩周围的防热涂层厚度做进一步设计，保证飞行器整体性能，不需要增加任何风险，可靠性高。
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公开(公告)号：CN112880479A
公开(公告)日：2021-06-01
申请号：CN202110048935.7
申请日：2021-01-14
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: F41F1/00
Abstract: 本发明提供了一种适用于导弹的发射箱接口，包括：第一支撑框、第二支撑框、防旋凸台和固弹坑，其中，第一支撑框和第二支撑框分别与导轨面接触；导弹的重量通过第一支撑框和第二支撑框的轴向面积分散到导轨上；防旋凸台与导轨的两侧接触，允许导弹进入发射箱时滚转角不动；固弹坑设置在导弹舱的尾端，允许约束弹道轴向向前的自由度。本发明使得导弹在发射箱内可以通过简单的机械接口进行约束，同时使得导弹的气动外形更优、发射箱支撑结构的简化、受力的优化、并使得发射箱的轮廓更小，适合箱弹小型化的趋势需求。
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公开(公告)号：CN112818580A
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202110169236.8
申请日：2021-02-07
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: G06F30/23 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于扩充模态矩阵的间隙结构动力学模型降阶方法及系统，包括：S1：采用有限元方法分别建立间隙状态和非间隙状态的结构动力学模型；S2：对间隙状态和非间隙状态结构动力学模型进行模态分析，得到间隙状态模态矩阵V和非间隙状态模态矩阵U；S3：模态矩阵U为扩充模态矩阵Z的初始值；S4：利用扩充模态矩阵Z和扩充向量ri进行线性组合，计算模态矩阵V中的向量vi；S5：基于向量vi利用模态向量与质量矩阵正交得到扩充向量线性组合系数ψ；S6：通过缺失指标判断是否将当前的扩充向量ri纳入扩充模态矩阵Z；重复执行S4至S6，遍历所有间隙状态模态向量得到扩充模态矩阵Z；S7：利用扩充模态矩阵Z对间隙状态的结构动力学模型进行降阶。
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公开(公告)号：CN113361155B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202110522174.4
申请日：2021-05-13
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/10 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供一种热物性参数辨识结果置信区间估计方法及系统，涉及结构热防护设计中的材料热物性参数辨识技术领域，包括：步骤S1：建立结构热传导计算模型；步骤S2：优化得到热物性参数pbest和最优卡方函数χ(pbest)；步骤S3：给定热物性参数置信度pc和增量步长dp，迭代计算直到F分布函数的连续分布函数值pcdf>pc；步骤S4：计算相应的置信区间上限使得pcdf＝pc；步骤S5：计算置信区间下限步骤S6：遍历所有待辨识热物性参数，重复步骤S3～步骤S5，得到热物性参数辨识结果的置信区间；步骤S7：开展热防护设计温度响应计算。本发明能够对于不服从正态分布的热物性参数估计其置信区间，置信度更高，估计出的置信区间能体现出辨识参数不确定度的非线性程度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111504593B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202010456173.X
申请日：2020-05-26
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明提供了一种适用于空气舵射流风洞试验的固定工装，包括工装体、下面板以及空气舵，所述下面板安装在工装体的下部，所述空气舵安装在工装体的上部，所述工装体包括上板、后板、左侧板、右侧板、左前侧板、右前侧板、工装前侧底板以及加强框，所述空气舵安装在上板的上部，所述上板的下部沿周向边缘依次与左前侧板、左侧板、后板、右侧板、右前侧板的上边缘连接，所述工装前侧底板沿周向依次与左前侧板的下边缘、右前侧板的下边缘、下面板的一边连接；所述下面板的另外三边依次与左侧板、后板、右侧板的下边缘连接，形成了一个密闭的舵机系统环境，本发明满足了对空气舵、舵机系统热考核和稳定支撑的要求，结构简单，实用性强。
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公开(公告)号：CN112880479B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202110048935.7
申请日：2021-01-14
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: F41F1/00
Abstract: 本发明提供了一种适用于导弹的发射箱接口，包括：第一支撑框、第二支撑框、防旋凸台和固弹坑，其中，第一支撑框和第二支撑框分别与导轨面接触；导弹的重量通过第一支撑框和第二支撑框的轴向面积分散到导轨上；防旋凸台与导轨的两侧接触，允许导弹进入发射箱时滚转角不动；固弹坑设置在导弹舱的尾端，允许约束弹道轴向向前的自由度。本发明使得导弹在发射箱内可以通过简单的机械接口进行约束，同时使得导弹的气动外形更优、发射箱支撑结构的简化、受力的优化、并使得发射箱的轮廓更小，适合箱弹小型化的趋势需求。
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公开(公告)号：CN114741915A
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202210265596.2
申请日：2022-03-17
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/27 , G06F119/08 , G06F111/08 , G06F111/04
Abstract: 本发明提供了一种针对防隔热一体化结构热防护方案的优化方法及系统，包括：根据使用环境、备选材料特性和结构空间结构，设定优化输入参数，随机生成包含一定数量个体的初始种群；根据个体的特征，建立基于有限体积法的计算模型；对于种群内的每一个个体，开展强度计算和热传导计算；对于种群内的每一个个体，根据强度计算结果、温度计算结果、前一代种群特征，计算目标函数和罚函数，得到每个个体的适应度；对本代种群的全部个体进行适应度评估，若满足退出要求，则完成优化，否则，根据自适应参数产生新一代种群，随后重新优化。本发明能够针对由材料性能随空间连续变化的功能梯度材料组成的防隔热一体化材料开展热防护方案优化设计。
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公开(公告)号：CN113361155A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110522174.4
申请日：2021-05-13
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/10 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供一种热物性参数辨识结果置信区间估计方法及系统，涉及结构热防护设计中的材料热物性参数辨识技术领域，包括：步骤S1：建立结构热传导计算模型；步骤S2：优化得到热物性参数pbest和最优卡方函数χ(pbest)；步骤S3：给定热物性参数置信度pc和增量步长dp，迭代计算直到F分布函数的连续分布函数值pcdf>pc；步骤S4：计算相应的置信区间上限使得pcdf＝pc；步骤S5：计算置信区间下限步骤S6：遍历所有待辨识热物性参数，重复步骤S3～步骤S5，得到热物性参数辨识结果的置信区间；步骤S7：开展热防护设计温度响应计算。本发明能够对于不服从正态分布的热物性参数估计其置信区间，置信度更高，估计出的置信区间能体现出辨识参数不确定度的非线性程度。
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公开(公告)号：CN112829955A
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN202110235730.X
申请日：2021-03-03
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，包括：石英纤维套管、高温密封腻子、T型高温合金压板、舱体、进气道、预制气凝胶隔热体和复材防热套；所述舱体下侧安装所述复材防热套，所述舱体上侧安装所述进气道，所述进气道连接所述复材防热套，所述舱体和所述进气道之间安置所述预制气凝胶隔热体，所述T型高温合金压板紧贴所述进气道和所述复材防热套，所述T型高温合金压板和所述进气道之间安装所述石英纤维套管，所述T型高温合金压板、所述进气道和所述复材防热套之间填充所述高温密封腻子。本发明结构简单、工艺实现性强、加工周期短，适用于飞行器进气道与舱体轴向连接处的缝隙热密封。
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