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公开(公告)号：CN106839905A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611089649.0
申请日：2016-11-30
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B39/28
CPC classification number: F42B39/28
Abstract: 本发明公开了一种保护弹体涂层的柔性托架，其包括托架承载本体、托架凹槽、托架搭扣、抗摩擦层、减震粒，托架承载本体上下两端分别固定有托架搭扣，托架承载本体侧面设有托架凹槽，托架凹槽表面设有抗摩擦层，抗摩擦层上设有减震粒；托架承载本体由EVA发泡塑料制成，抗摩擦层由2mm厚度的EVA发泡塑料薄片和铝箔纸一体成型，减震粒和抗摩擦层粘合连接，通过专用的胶水粘合减震粒。本发明能够保护导弹在运送装配过程中外表面的涂层不会被挤压变形和脱粘磨损，降低导弹在运送装配过程中的维护成本。
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公开(公告)号：CN117467289A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311465106.4
申请日：2023-11-06
IPC: C09D1/00
Abstract: 本发明涉及一种涂层材料及其制备方法与应用，该涂层材料的制备方法包括：S1.采用溶胶凝胶法制备稀土磷酸盐粉体；S2.采用固相烧结法制备钽酸铝粉体；S3.混合稀土磷酸盐粉体和钽酸铝粉体，放电等离子烧结，得到涂层材料。本发明在钽酸铝陶瓷主相中引入稀土磷酸盐第二相，进而引入晶界声子散射和第二相增韧机制，通过晶粒细化提高晶界占比，整体声子散射增强，体系热导率进一步降低，提供更高的隔热梯度，在裂纹扩展之前，首先要克服双相陶瓷本身的内部残余应变能，同时由于稀土磷酸盐的热膨胀系数相对较高，在高温工作环境中对主相晶格产生压应力，能够抑制裂纹产生与扩展，从而达到增韧的目的，有效提高涂层材料的性能稳定性。
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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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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：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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Patent Agency Ranking
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：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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公开(公告)号：CN106570242B
公开(公告)日：2019-10-08
申请号：CN201610941031.6
申请日：2016-10-25
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，包括如下步骤：S1、应用计算流体力学软件计算整流罩分离各个特征点的气动力系数；S2、基于计算获得的气动力系数应用双线性插值方法构造整流罩分离气动力系数插值模型；S3、应用多体动力学软件构建整流罩分离多体动力学模型；S4、基于整流罩分离气动力系数插值模型和多体动力学模型构建整流罩分离流固耦合仿真模型；S5、调用气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型进行流固耦合仿真计算，并获得仿真计算结果。本发明实现了气动力与整流罩姿态的强耦合，实现了强流固耦合仿真，极大地提高了整流罩分离仿真的精度。
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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：CN107063004B
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201611083754.3
申请日：2016-11-30
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B12/02
Abstract: 本发明公开了一种热变形协调的导弹头罩连接环，其包括连接环内衬、连接环法兰等，连接环内衬和连接环法兰固定连接，连接环内衬前端面位于连接环内衬上，孔型应力槽位于连接环内衬前端面上，线型应力槽位于连接环内衬上，连接环法兰后端面和连接环法兰前端面分别位于连接环法兰前后两侧，连接环螺纹孔位于连接环法兰后端面上，防热涂层位于连接环法兰外表面上。本发明能够保证导弹在高马赫数下飞行时导弹头罩结构完整，解决了导弹头罩因过热而损坏的问题，具有工艺简单，安全可靠的优点。
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