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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：CN105953646B
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201610275580.4
申请日：2016-04-29
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明涉及一种发射箱用电插头插拔机构防反弹装置，将挡杆横向套进挡杆曲柄座开设的两个长槽孔内；拉簧的一端钩在挡杆两端的圆台的凹槽里，另一端钩在沿长槽孔的中心线设置的弹簧座的凹槽里；发射物体上的插座与四连杆结构上的插头接合时，拉簧作用下，使挡杆中间的圆杆紧贴着左曲柄的侧边；或者，发射物体上的插座与四连杆结构上的插头分离时，拉簧作用下，使圆杆紧压着向前向下翻倒的左曲柄并向前沿着长槽孔移动，并且通过挡杆将左曲柄触底反弹的路径阻挡，从而阻止了四连杆机构的反弹。本发明有效地解决了电插头插拔机构反弹给发射带来的安全问题。
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公开(公告)号：CN105953646A
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201610275580.4
申请日：2016-04-29
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F41F1/00
CPC classification number: F41F1/00
Abstract: 本发明涉及一种发射箱用电插头插拔机构防反弹装置，将挡杆横向套进挡杆曲柄座开设的两个长槽孔内；拉簧的一端钩在挡杆两端的圆台的凹槽里，另一端钩在沿长槽孔的中心线设置的弹簧座的凹槽里；发射物体上的插座与四连杆结构上的插头接合时，拉簧作用下，使挡杆中间的圆杆紧贴着左曲柄的侧边；或者，发射物体上的插座与四连杆结构上的插头分离时，拉簧作用下，使圆杆紧压着向前向下翻倒的左曲柄并向前沿着长槽孔移动，并且通过挡杆将左曲柄触底反弹的路径阻挡，从而阻止了四连杆机构的反弹。本发明有效地解决了电插头插拔机构反弹给发射带来的安全问题。
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公开(公告)号：CN118790516A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410785544.7
申请日：2024-06-18
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于宽域飞行器的防隔热承载一体化舱体结构，舱体包括由内至外依次通过粘结层紧固连接的：承载层、隔热层以及防冲刷烧蚀层，所述舱体两端均设置有用于连接的端框，所述承载层用于承受机械载荷，所述防冲刷烧蚀层用于防止高温气动热流的冲刷和烧蚀，所述隔热层用于阻止所述防冲刷烧蚀层的热流传入所述承载层。本发明舱体壁厚小，实现了轻量化设计，同时为内部设备提供更好的安装空间；零泊松比的蜂窝承载结构在受热条件下不会发生热膨胀，与隔热材料之间热匹配性能优良，层间连接牢固，安全性高；防隔热承载一体化结构能同时承受外部的多种载荷，确保飞行器的气动外形不发生改变，达到维形的目的。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114152139B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202111307085.4
申请日：2021-11-05
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种有效载荷舱多弹装填前的调直对接系统，涉及导弹装填技术领域，该方法包括：有效载荷舱组合体支承平台、导弹支承平台及地轨；所述有效载荷舱组合体支承平台与导弹支承平台两侧的开档距离与地轨的开档距离相适应，并且沿地轨转动。本发明能够解决对支承地面要求苛刻、调直环节多、不能适合多联装装填、适用导弹的接口种类窄以及导弹支承平台的导轨精度要求高等问题。
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公开(公告)号：CN115655024A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211311379.9
申请日：2022-10-25
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B35/00
Abstract: 本发明提供了多吊挂导弹超静定多点支撑联合静力试验系统。包括承载支撑模块、工装模块、静力加载模块、测试模块以及多个滑块加载工装；承载支撑模块包括承载结构与支撑结构；吊挂导弹包括弹体与多个滑块，多个滑块均安装在弹体上，且沿弹体的长度方向分布；滑块的数量与滑块加载工装的数量一一对应，工装模块与弹体连接；静力加载模块能够通过工装模块为弹体提供作用力；测试模块用于测试弹体的受力情况。本发明的试验系统方案简单，操作方便,可以安全、可靠地对多吊挂导弹超静定多点支撑进行静力试验验证；本发明的试验成本低,充分满足多吊挂导弹静力试验的要求,可较真实地模拟导弹在空中挂飞条件下的导弹吊挂的真实的受力状态。
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公开(公告)号：CN115290136A
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202210892999.X
申请日：2022-07-27
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G01D21/02
Abstract: 本发明提供了一种燃药压力、温度、燃烧率测量方法及系统，将嵌金属丝药条和铂铑测温金属线埋入圆柱环形燃药中心位置，保证圆柱环形燃药靶线测点不少于5个。上述所描述的测试方法，采用靶线法、预埋铂铑测温金属线测温法和加装压力传感器，按照时间轴同步采集压力、燃烧时间、温度，通过时间换算建立压力—温度—燃烧率的关系。结合有限元方法，可以进一步获得应变—温度+—燃烧率的关系，将大幅度缩短燃药研制周期和成本，并可以建立起适用于燃烧负载工况下燃药结构设计理论体系。
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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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