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公开(公告)号：CN113959276A
公开(公告)日：2022-01-21
申请号：CN202111203933.7
申请日：2021-10-15
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B12/56
Abstract: 本发明提供了一种能防止炸膛的燃气弹射多弹分离装置，包括母弹、分离装置以及燃气排导装置，母弹内部具有第一支架且第一支架的周向被支撑板分割为多个容纳空间，容纳空间用于容纳子弹。分离装置包括正常解锁状态和故障未解锁状态，具有导轨以及驱动组件，子弹能够通过具有的滑块可滑动的安装在导轨上，在正常解锁状态下驱动组件点火时，驱动组件能够驱使滑块在导轨上运动进而将子弹射出。在故障未解锁状态下驱动组件点火时，驱动组件因点火产生的气流通过燃气排导装置排出进而防止炸膛，本发明在某一枚子弹分离装置无法正常解锁条件下，能有效避免燃气弹射装置炸膛的危险，并能够实现多枚子弹间弹射分离过程互不干扰，结构设计巧妙。
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公开(公告)号：CN113326644A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110534851.4
申请日：2021-05-17
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/08 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种适用于多层薄壁防隔热结构的计算分析方法，包括步骤S1应用流体动力学计算飞行器实际飞行过程中不同时刻舵面所受到的三维非均匀热载荷；步骤S2采用复合材料分层铺层技术建立空气舵典型骨架蒙皮结构；步骤S3基于计算得到的典型时刻三维非均布热载荷采用插值程序将热载荷插值到舵面最外层铺层节点上；步骤S4基于插值计算得到的铺层单元节点热载荷采用非均布热流子程序插值获得热壁热流，通过考虑辐射得到结构不同时刻所受到的净热流；步骤S5采用三维数值传热分析精确计算提取空气舵全飞行弹道典型特征时刻三维温度场。本发明采用复合材料壳单元耦合非均布热流子程序提供了解决方案，不仅可以满足计算精度，而且提高了设计计算效率。
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公开(公告)号：CN112964129A
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202110277090.9
申请日：2021-03-15
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种高压燃气排导装置，包括缸体，所述缸体内设置有用于形成高温高压燃气流的弹射器，所述缸体内还设置有活塞杆，所述活塞杆的一端与弹射器固定连接；所述缸体上开设有排气孔，所述排气孔内嵌设有用于封闭或打开排气孔的密封组件，所述缸体的外侧转动安装有杠杆，所述杠杆的一端抵在密封组件上并对其施加预紧力，所述杠杆的另一端设置有用于提供预紧力的加载组件。导弹顺利完成发射任务后将燃气流密封在缸体内，待燃气流温度降低后，能够随时通过控制组件取消杠杆对密封组件的预紧力，实现高压气流的可靠排导，进而有助于实现高压气流的可靠排导，且不影响发射。
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公开(公告)号：CN112550679A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011505408.6
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: 本发明提供了一种用于高空高速环境的微纳减阻结构，包括开设在飞行器外表面的沟槽，所述沟槽的形状呈长条形，所述沟槽的横截面呈等腰三角形，所述沟槽横截面的顶角位于沟槽的底部，所述沟槽横截面的底边长度在150nm‑200nm之间，所述沟槽与高速气流呈一定的角度，且所述沟槽在飞行器外表面沿垂直于沟槽长度的方向等间隔开设有多个，任一相邻两所述沟槽间均形成有分隔条，所述分隔条的长度方向平行于沟槽的长度方向，所述分隔条的横截面呈等腰三角形，且所述分隔条横截面的顶角位于分隔条的顶端。有助于减小近壁面边界层附近的黏性阻力，进而有助降低高速气体对飞行器的摩擦阻力，且结构简单，工作可靠，减阻效果好。
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公开(公告)号：CN108995792B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201810854422.3
申请日：2018-07-30
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64C9/00
Abstract: 本发明提供了一种复合材料结构的空气舵，包括舵面(1)、舵轴(2)，所述舵面(1)与舵轴(2)通过紧固件(3)连接；其中，所述舵面(1)包括前缘(4)、舵芯、防热套(8)，所述舵芯包括过渡结构、主体结构(7)，所述过渡结构包括过渡条(5)、中间体(6)；前缘(4)、过渡条(5)、中间体(6)、主体结构(7)依次连接，舵面(1)通过主体结构(7)连接舵轴(2)，其中，中间体(6)、主体结构(7)外部包覆防热套(8)，前缘(4)、过渡条(5)、防热套(8)共同组成空气舵的气动外形。本发明结构合理、采用了多种低密度复合材料，保证了高速大热流飞行条件下空气舵的结构完整性和可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106839905B
公开(公告)日：2018-08-03
申请号：CN201611089649.0
申请日：2016-11-30
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: 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：CN107063004A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201611083754.3
申请日：2016-11-30
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B12/02
CPC classification number: 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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公开(公告)号：CN119394124A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411583870.6
申请日：2024-11-07
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G01B5/02
Abstract: 本发明提供了一种内螺纹提拉孔有效长度的测量装置及方法。内螺纹提拉孔有效长度的测量装置，包括内螺纹套筒、左右螺纹转动轴组合体、导向轴、左L型测量板以及右L型测量板；内螺纹套筒上布置有内螺纹；导向轴安装在内螺纹套筒上，且导向轴穿过左L型测量板与右L型测量板；左L型测量板、右L型测量板均能沿着导向轴的长度方向移动；左右螺纹转动轴组合体安装在内螺纹套筒上，且与导向轴平行布置；左右螺纹转动轴组合体穿过左L型测量板与右L型测量板，左L型测量板、右L型测量板均能沿着导向轴的长度方向移动。本发明的测量装置，能够排除退刀槽尺寸对测量的影响，减小了误差，使得测量结果更为准确，从而提高了论文强度校核的可信度。
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公开(公告)号：CN118514859A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410555333.4
申请日：2024-05-07
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种火工‑机械联合作动二次折叠舵面，包括由内至外依次设置的：飞行器舱体、内舵面、中舵面以及外舵面，内舵面安装在飞行器舱体上，中舵面通过火工折展机构与内舵面连接，火工折展机构与中舵面传动连接，中舵面能够绕火工折展机构的轴向展开或折叠，外舵面通过机械折展机构与中舵面连接，机械折展机构与外舵面传动连接，外舵面能够绕机械折展机构的轴向展开或折叠。本发明通过机械折展机构实现外舵面折展功能，通过火工折展机构实现中舵面折展功能，在不需要展开时可确保锁紧，在需要展开时可实现快速展开，满足展开时间和刚度特性要求；采用二次折叠减小了飞行器贮存包络，节约外部空间，便于内埋挂载或运载器贮存。
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公开(公告)号：CN113609579B
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202110825153.X
申请日：2021-07-21
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种火工作动器爆炸载荷辨识方法和系统，包括：步骤1：构建用于火工作动器内弹道燃药燃烧产生的载荷辨识的测量系统，所述测量系统包括内翼、外翼、火工作动器、加速度传感器和角度传感器；步骤2：通过多项式拟合，对采集的加速度数据、角速度数据进行数据清洗；步骤3：根据拉格朗日方程，建立测量系统的数学模型，根据外翼面加速度数据和角速度数据，计算得到火工作动器的输出载荷。本发明通过测量加速度信号和角速度信号，十分便捷的辨识外部边界条件变化后的火工作动器输出载荷的变化，为提高武器系统发射可靠性提供了数据支撑。
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