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公开(公告)号：CN113761653B
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202110950777.4
申请日：2021-08-18
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/13 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种子母弹分离安全性评价方法及系统及子母弹分离仿真平台，包括：计算子母弹分离各个特征点的气动力系数；根据气动力系数构建子母弹分离变构型气动力响应面模型；构建子母弹分离过程中变构型变质量组合体多体动力学模型；通过多体动力学模型与气动力响应面模型耦合模拟方法，构建子母弹分离流固耦合动力学模型；对子母弹分离流固耦合动力学模型不同的初始边界条件进行仿真计算，获得子母弹分离过程的安全包络，对子母弹分离安全性进行动态评估，获得最优的子母弹分离初始边界条件。本发明解决了本领域对子母弹高速分离安全性评价和过程控制的技术难题；为制定有利于提高子母弹高速分离安全性的技术措施提供量化的设计依据。
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公开(公告)号：CN114295317A
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202111435883.5
申请日：2021-11-29
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种展开折叠舵扭矩加载试验系统、方法及介质，涉及机构设计技术领域，该方法包括：折叠舵固定基座、第一柔性转接环、第二柔性转接环、高弹性橡皮绳、测力系统、载荷施加机构、可调节固定机构，以及折叠舵；折叠舵固定基座安装、悬吊起折叠舵；第一柔性转接环一端连接所述高弹性橡皮绳，另一端与折叠舵相连接；高弹性橡皮绳的另一端通过第二柔性转接环和测力系统连接，测力系统的另一端连接载荷施加机构；载荷施加机构的另一端连接于可调节固定机构。本发明能够实现折叠舵气动载荷随展开角度的变化，将位置和载荷进行协调，最终简单方便的实现毫秒级的折叠舵动态展开过程折叠舵面的载荷施加。
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公开(公告)号：CN113849901A
公开(公告)日：2021-12-28
申请号：CN202110857297.3
申请日：2021-07-28
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供一种针对接触换热系数辨识的改进自适应优化方法及系统，包括：步骤S1：随机生成包含多数个体的初始种群；步骤S2：定义网格的材料热物性参数；建立基于有限体积法的热传导计算模型；步骤S3：计算得到结构各位置随时间变化的温度响应Tcal；不可解时跳转至步骤S6；步骤S4：选择结构中指定位置l的温度响应计算值Tcal,l，得到各测点i和计算时刻t的权重wi,t；步骤S5：计算个体的适应度fit；步骤S6：对种群内所有个体的适应度进行评估；步骤S7：计算交叉概率pc和变异概率pm的值，生产新一代种群，并重复步骤S3～步骤S6。本发明能够实现在实际结构条件下直接开展热试验参数辨识，提升工程精度，降低辨识的时间和经济成本。
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公开(公告)号：CN113761653A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110950777.4
申请日：2021-08-18
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/13 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种子母弹分离安全性评价方法及系统及子母弹分离仿真平台，包括：计算子母弹分离各个特征点的气动力系数；根据气动力系数构建子母弹分离变构型气动力响应面模型；构建子母弹分离过程中变构型变质量组合体多体动力学模型；通过多体动力学模型与气动力响应面模型耦合模拟方法，构建子母弹分离流固耦合动力学模型；对子母弹分离流固耦合动力学模型不同的初始边界条件进行仿真计算，获得子母弹分离过程的安全包络，对子母弹分离安全性进行动态评估，获得最优的子母弹分离初始边界条件。本发明解决了本领域对子母弹高速分离安全性评价和过程控制的技术难题；为制定有利于提高子母弹高速分离安全性的技术措施提供量化的设计依据。
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公开(公告)号：CN111426242A
公开(公告)日：2020-07-17
申请号：CN202010290662.2
申请日：2020-04-14
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种导弹固定机构，包括底座、连杆结构、复位结构以及启动装置；连杆结构上设置有限位块，导弹设置在底座上，导弹的轴线与底座平行；导弹固定机构包括锁定状态与解锁状态，当导弹固定机构为锁定状态时，限位块连接导弹的端面；当导弹固定机构为解锁状态时，限位块脱离导弹的端面，且在导弹的径向方向上，限位块位于导弹的外表面之外；导弹固定机构能够在启动装置的作用下从锁定状态切换为解锁状态，连杆结构能够在复位结构的作用下复位。本发明通过两种状态之间的相互切换，实现对导弹的固定与解锁，本发明作用在导弹尾部，解决了导弹发射装置中部的安装空间不足的问题，并能有效的适应导弹的逆向发射形式。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111412784A
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN202010256135.X
申请日：2020-04-02
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于子母弹分离装置固弹机构的防反弹装置，包括曲柄座、防反弹组件以及四连杆机构，所述曲柄座上设置有第一容纳空间，防反弹组件安装在第一容纳空间中，所述防反弹组件上设置有挡销，当导弹发射时，所述四连杆机构从初始位置绕固定转轴转动实现导弹解锁并使被遮挡的防反弹组件露出，挡销从防反弹组件中弹出并延伸到曲柄座的外部从而限制四连杆机构回到初始位置，本发明采用曲柄座上安装防反弹组件并通过结合弹簧能够使挡销自动弹出，解决了现有技术中采用拉簧或橡胶垫不能完全抑制固弹机构反弹造成的导弹不安全的问题，四连杆机构的回弹实现了刚性防反弹阻挡，结构简单，安全可靠。
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公开(公告)号：CN107480326A
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201710534116.7
申请日：2017-07-03
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5018 , G06F2217/78
Abstract: 本发明提供了一种阵面阵架静态稳定性以及变形的计算方法，其包括以下步骤：步骤一，将阵面阵架简化为梁、壳结构，在MSC.Patran中建立阵面阵架网格模型；步骤二，赋予梁单元一定的截面和截面方向，壳单元相应的厚度；步骤三，对模型施加重力加速度边界条件；步骤四，在所有底部节点和地面之间建立GAP单元，赋予GAP单元较大的闭合刚度以及正确的静摩擦和动摩擦系数；步骤五，提交MSC.Nastran进行隐式非线性静力分析，考虑大位移大应变的影响等，本发明能够同时计算阵面阵架的结构稳定性，强度和刚度，并能够对重力、刚度耦合进行模拟并给出结论。
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公开(公告)号：CN106599344A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201610941075.9
申请日：2016-10-25
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种防空导弹模态计算标准化工具开发方法，包括如下步骤：模态计算流程设计、模态计算流程集成、模态计算流程共享发布、模态计算流程模板型号应用。本发明通过梳理防空导弹全弹模态计算数字化流程，基于仿真数据管理平台构建防空导弹全弹模态计算自动化流程工具，实现模态计算过程规范化、模板化、知识化，提高导弹设计效率和水平，该项工作可以与标准化、产品化、质量提升工程等业务融合发展。
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公开(公告)号：CN106570243A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610941034.X
申请日：2016-10-25
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种导弹设计仿真一体化平台，包括：平台门户层，用于导弹各专业设计工程师、仿真工程师统一工作的门户；设计应用层，用于导弹总体、制导控制系统、结构、气动等各专业快速设计；仿真应用层，用于导弹总体、制导控制系统、结构、气动等各专业仿真分析；平台服务层，用于对企业现有的导弹知识数据、专业模型、分析流程、专业工具、IT工具等进行有效的配置管理；基础资源层，用于将导弹研发过程中积累、总结、归纳所形成的产品设计经验、软件分析工具、硬件计算设备等进行有效的共享管理。本发明实现了导弹总体方案数字化设计仿真、设计知识的积累与复用，为导弹总体设计人员提供专业化设计、仿真分析和数据管理工具。
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公开(公告)号：CN119190355A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411381051.3
申请日：2024-09-30
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64D1/04
Abstract: 本申请提供了一种用于飞行器锁紧释放的装置及系统，包括：固定架、锁紧释放机构、回收盒以及平行四边形机构；所述锁紧释放机构包括：火工螺栓、火工螺栓安装架以及锁紧螺母；所述平行四边形机构包含：转接杆、连杆、转轴以及弧形挡板；所述火工螺栓安装架通过紧固件与固定架相连，所述火工螺栓通过自带的螺纹与火工螺栓安装架相连；所述火工螺栓包括火工螺栓本体和火工螺栓螺杆，所述火工螺栓本体和火工螺栓螺杆上均带有螺纹；所述转接杆设置于固定架顶部，所述连杆由上到下依次开设三个通孔，所述连杆通过与上通孔配合的转轴与转接杆相连。本申请结构简单，有效解决了无人飞行器安装位置受约束情况下的锁紧释放装置设计难题。
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