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公开(公告)号：CN113221243A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110516273.1
申请日：2021-05-12
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种飞行器折叠舵瞬态同步展开的仿真计算方法及系统，包括以下步骤：应用流体力学软件及有限元软件计算飞行器在实际飞行过程中折叠舵面展开初始时刻所受到的气动等效载荷；应用流体动力学及有限元软件计算飞行器在实际飞行过程中折叠舵面展开过程中受到的气动等效载荷；采用状态方程描述炸药爆炸后所产生的高温高压气体并通过任意欧拉拉格朗日方法实时模拟流固耦合相互作用；阻尼耳片初始构型及初始方位选择布置；基于简单模型计算结果选取折叠舵初始密闭容器体积及炸药当量。本发明依靠炸药爆炸产生高温高压气体作为展开能源，采用简单模型验证试验及流固耦合计算方法，有效提高设计效率，降低设计过程中的反复迭代。
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公开(公告)号：CN111649100A
公开(公告)日：2020-09-11
申请号：CN202010419754.6
申请日：2020-05-18
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F16F15/04 , F16F15/067 , F16M1/00 , F02K7/10 , F42B15/00
Abstract: 本发明提供了一种导弹冲压发动机浮动支撑装置，包括：冲压发动机构件、舱体单元、螺杆构件、楔形块构件、弹簧构件、楔形座构件以及垫座构件；所述螺杆构件、楔形块构件、弹簧构件、楔形座构件和垫座构件组成支撑单元；所述支撑单元沿周向均布安装在舱体单元的前端；所述螺杆构件能够挤压弹簧构件，将弹簧构件的弹力作用于楔形块构件上；所述楔形座构件能够推动楔形块构件；所述楔形块构件能够在楔形座构件的导向下与冲压发动机构件的表面保持接触。本发明能够避免了冲压发动机出现推力偏心现象。
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公开(公告)号：CN111504593A
公开(公告)日：2020-08-07
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110631420A
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201910905466.9
申请日：2019-09-24
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种机载悬挂物弹射机构，包括发射架骨架、作动筒、前摇臂以及后摇臂；其中，所述发射架骨架与发射架连接；所述前摇臂的一端与所述发射架骨架铰接，另一端与所述作动筒的一端铰接；所述作动筒的另一端与所述发射架骨架铰接；所述后摇臂的一端与所述发射架骨架铰接。本发明提供的一种机载悬挂物发射机构，能满足结构紧凑，占用空间小，以及消除导轨型发射装置在导弹发射过程中带来的一些不利因素来确保悬挂物、发射装置的各项性能指标满足设计的要求，确保弹射过程中悬挂物与发射架顺利分离。
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公开(公告)号：CN106570242A
公开(公告)日：2017-04-19
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：CN116878339A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310810379.1
申请日：2023-07-04
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明提供了一种不加电发射飞行器折叠舵面解锁系统，通过固定在飞机挂架(10)上的钢丝拉绳(5)激活机械起爆器(106)，以通过导爆索(3)激活拔销器(2)，拔销器(2)释放对舵面(402)的约束，舵面(402)展开到位后并可靠锁定。本发明不加电发射飞行器折叠舵面解锁系统实现了在飞机不给飞行器供电的情况下，飞行器与载机弹射分离后，舵面能够快速解锁、展开与可靠锁定，降低飞行器弹体发生滚转、姿态不可控风险，为飞行器发射飞行试验取得成功提供保障。
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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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