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公开(公告)号：CN116697044A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310465843.8
申请日：2023-04-26
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种针对分离面气动加热的热密封结构及飞行器，包括：密封结构、活塞式排气结构以及内部隔热结构；飞行器防热层背向飞行器外部大气一侧为飞行器内部，分离装置一端安装在所述飞行器防热层内，另一端安装在所述飞行器内部中；所述分离装置和所述飞行器防热层之间设置密封结构，所述分离装置和所述飞行器内部之间设置内部隔热结构，所述分离装置朝向所述飞行器外部大气一端设置活塞式排气结构。本发明通过封结构、活塞式排气结构以及内部隔热结构不仅能够避免气动热直接从分离面外部直接流入飞行器内部，而且能将内部压力逐步释放到达与气动热平衡，解决了整流罩分离后飞行器继续长航时飞行的热流问题。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110282161A
公开(公告)日：2019-09-27
申请号：CN201910446678.5
申请日：2019-05-27
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明涉及一种军事器械技术领域的整流罩分离装置，包括整流罩罩体、前拔发动机、侧推发动机、引爆装置和连接解锁装置，前拔发动机、侧推发动机和引爆装置均设置在整流罩罩体内部，前拔发动机位于整流罩罩体内部顶端，侧推发动机位于前拔发动机的后部，引爆装置位于前拔发动机和侧推发动机之间，连接解锁装置设置在整流罩罩体的尾部，连接解锁装置连接整流罩罩体和主级，前拔发动机、侧推发动机、引爆装置和连接解锁装置相互配合工作，使整流罩罩体与主级安全可靠分离。本发明能够在高速、稠密大气环境下快速实现两级分离，分离过程结构不干涉，分离时振荡、冲击、气动等扰动小，分离过程同步性好、稳定度高，分离方法可实现性强。
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公开(公告)号：CN107478108B
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201710533727.X
申请日：2017-07-03
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种发射装置电插拔机构的封装结构及封装方法，该封装结构包括插拔机构盒体安装板、电插头、弹体插座、弹体、发射装置腔体、发射装置本体、插拔机构盒体紧定螺钉，封板安装包括封板、封板紧定螺钉，一个插拔机构盒体位于插拔机构盒体安装板的下方，插拔机构盒体安装板与插拔机构盒体紧定螺钉连接，电插头和弹体之间通过弹体插座连接，弹体插座位于电插头的顶部，弹体位于弹体插座的顶部，发射装置腔体位于插拔机构盒体的右侧，插拔机构盒体紧定螺钉位于插拔机构盒体安装板的底部。本发明能够简化插拔机构以及插拔机构挡焰板的安装，从而节省发射准备时间，提高发射效率，有效解决了发射装置插拔机构以及挡焰板现场安装的难题。
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公开(公告)号：CN109033621A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810820778.5
申请日：2018-07-24
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009
Abstract: 本发明提供了一种基于极限危险面网格布撒的两体分离碰撞检测方法，首先，基于两个分离体几何模型和可能的运动特性，确定两个分离体分离过程中可能发生碰撞的危险面；其次，在危险面分析的基础上选择尺寸规则的极限危险面，对其中一个分离体的极限危险面进行网格划分，并以网格上经纬线交点作为特征点形成危险点数据库，对另一个分离体的极限危险面建立特征函数模型；最后，在线判断危险点数据库中的每个危险点与另一分离体极限危险面特征函数模型的位置关系，最终实现碰撞检测。本发明对两体分离过程中的碰撞情况进行实时检测，给出两体分离安全性的评估结论，同时本方法具有方法简单、易编程实现、检测结论可靠、可在线检测的特点。
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公开(公告)号：CN107328317A
公开(公告)日：2017-11-07
申请号：CN201710534671.X
申请日：2017-07-03
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B15/36
CPC classification number: F42B15/36
Abstract: 本发明公开了一种发射装置电插拔机构的挡焰装置，其包括挡焰盒体滑轨、电插头、四连杆机构、L型连杆、底板、V型连杆、转轴座、滑竿、滑套、挡焰板、四连杆安装座，挡焰盒体滑轨位于电插头的左侧，滑竿与挡焰板连接，滑套位于滑竿的下方，四连杆安装座位于L型连杆的底部，电插头通过四连杆机构以及四连杆安装座安装在底板上，L型连杆一端与电插头的后铰点铰接，L型连杆的另一端与V型连杆的一端铰点铰接，V型连杆的中部铰点通过转轴座与底板铰接。本发明能够简化设计和安装，从而提高可靠性，节省发射准备时间，提高发射效率。
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公开(公告)号：CN104712459A
公开(公告)日：2015-06-17
申请号：CN201310672630.9
申请日：2013-12-12
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F02K9/26
Abstract: 本发明揭示了一种固体火箭动力控制装置及控制方法，其中该控制装置包括：发动机壳体；喷气管道，设置于所述发动机壳体内；舵面，通过舵轴与所述发动机壳体连接，其上具有喷气口；燃气通道，设置于所述发动机壳体上，其一端口与所述喷气管道连接，另一端口与所述喷气口连接，用以将所述喷气管道与所述喷气口连通。通过主发动机引流提供直接侧向力来实现固体火箭如：空空导弹的精确控制，实现了固体火箭动力控制装置的轻型化、小型化及长效化的效果，满足了未来防空/空空导弹轻小型化、远射程的发展需求。
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