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公开(公告)号：CN117963131A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410066113.5
申请日：2024-01-16
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于变形翼飞行器的防热结构及变形翼飞行器，包括壳体和变形翼，壳体外侧铺设有变密度耐温耐烧蚀复合材料防热套，防热套尖端前缘区域安装有高温合金边条，壳体分隔变形翼与设备，变形翼表面开设有燕尾槽，燕尾槽内安装有柔性动密封绳。本发明通过在壳体外侧分区域铺设变密度耐温耐烧蚀复合材料防热套，在防热套尖端前缘区域安装高温合金边条，提高局部耐温性能和局部热结构强度，实现防热结构轻量化；通过将耐磨耐高温柔性动密封绳安装于燕尾槽内，在翼面运动过程中柔性动密封绳全程在壳体和翼面间隙内，解决了弹簧管密封件高温环境弹性下降导致难以实现高温动态热密封的问题，能够满足轻量化和高温动态热密封的需求。
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公开(公告)号：CN116252965A
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202310146714.2
申请日：2023-02-21
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了缓冲结构技术领域一种级间分离爆炸螺栓缓冲盒组合结构及航天器，包括底板和缓冲盒，缓冲盒位于底板一侧。缓冲盒内壁上焊接有耳片，耳片根部上设置有应力槽，螺母侧面与缓冲盒内壁之间设置有锥度。缓冲盒内设置有缓冲蜂窝，缓冲蜂窝上设置有上盖板，上盖板中心开孔设置有圆形缺口。本发明通过底板与缓冲盒采用整体铸造的方式一体化结构设置，方便舱内其他大型设备的安装。通过采用耳片焊接在缓冲盒内壁上为螺母的安装提供支撑，利用耳片根部应力槽断裂对冲击进行额外的缓冲，提高了整体缓冲性能。通过圆形缺口卡住爆炸螺栓冲击解锁后的螺杆，避免螺杆从缓冲盒安装孔中弹出，防止发生凸出舱体的风险。
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公开(公告)号：CN119820525A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202411903599.X
申请日：2024-12-23
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种航天器舱内设备协作装配装置及方法，包括被动柔性平台、伺服升降机构、直线导杆、约束环、控制柜、底部平台、调节脚撑、支撑框架、中部平台、直线轴承、顶部支撑平台；直线导杆上端与底部支撑盘连接，底部与约束环连接；驱动齿轮装置、主支撑簧力传感器、侧支撑簧力传感器与控制柜进行电气与通讯连接，控制柜安装在底部平台上；顶部支撑平台安装在支撑框架上，其上端面设有舱体限位槽与定位销孔，对舱体进行限位与初始角度、位置定位；支撑框架底部设有调节脚撑。本发明实现舱内模块化大体积设备的自动化装配与协作装配，大大提升了航天产品装配的自动化、智能化水平，降低了对人工操作的依赖，从而提高了装配效率和准确性。
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公开(公告)号：CN119284209A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411394021.6
申请日：2024-10-08
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种实现助推器和飞行器分离的分离系统及方法，包括：控制系统、分离火工装置、反推动力装置、分离弹簧装置以及分离双铰装置；所述控制系统设置在飞行器上，所述反推动力装置设置在助推器上；所述飞行器通过所述分离弹簧装置和所述分离双铰装置与所述助推器连接设置；所述分离火工装置设置在所述飞行器和所述助推器之间，用于解锁所述飞行器和所述助推器。本发明为具有分离鲁棒性的分离控制系统，提出分离双铰装置，既可以充分利用弹簧分离装置的鲁棒性，又可以克服两级气动特性差异带来牵连扰动，特别是对大动压强扰动的情况下的飞行器分离，具有优势。
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公开(公告)号：CN118062218A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410101743.1
申请日：2024-01-24
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器变形翼机构，实现了翼身融合飞行器两侧翼面任意角度的展开与锁定，可以根据飞行器的不同飞行高度及速度改变其气动外形，以获得对应工况的最大气动效益。采用四连杆机构将直线驱动变绕轴转动，用一个驱动单元控制一对翼面对称运动。采用翼盒结构形式收纳翼面，将翼面展开机构与飞行器舱体隔离。设计有前后两组辅助支撑杆及翼面前后端的支撑滑槽，共同起辅助支撑翼面的作用。本发明通过翼面面积改变，从而改变飞行器气动外形，进一步提高承载能力，适用于火箭助推等高速飞行、大过载、强振动的复杂严酷力学工况。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118004454A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410026919.1
申请日：2024-01-08
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种有利于飞行器姿态稳定的级间分离机构及方法，包括：稳定分离动力装置、级间解锁装置以及收集缓冲装置，级间解锁装置的两端分别安装在飞行器的上面级舱体、下面级舱体上，收集缓冲装置分别设置在级间解锁装置的两端，稳定分离动力装置安装于下面级舱体内部，稳定分离动力装置用于施加分离载荷。本发明通过级间解锁装置起爆将两级舱体解除连接，收集缓冲装置起缓冲作用并收纳爆炸螺栓起爆后的残骸和缓冲圈，稳定分离动力装置采用铰链支撑结构消除分离扰动力矩，并采用套筒弹簧结构同时对上面级舱体与下面级舱体施加载荷直至两级舱体完全分离，有效解决了多级飞行器分离时难以抑制分离扰动力矩的问题。
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公开(公告)号：CN117906445A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202410095463.4
申请日：2024-01-23
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适应高热流环境下的变外形装置及导弹，包括变形外翼、变形内翼、伺服驱动机构以及密封弹性组件，变形外翼翼根紧固安装在弹体结构表面，变形内翼设置在变形外翼的内部且二者同轴设置，伺服驱动机构设置在变形内翼内部，伺服驱动机构能够驱动变形内翼做伸缩运动切换收缩状态和展开状态；变形外翼与变形内翼之间设置有多个限位件，变形外翼与变形内翼通过限位件紧固连接，变形外翼与变形内翼的任一连接处均设置有密封弹性组件。本发明实现了变形内外翼间大缝隙的热防护和有限空间下的排布设计，实现了变形装置的轻量化，导弹通过变形装置实现了高空低动压高升阻比和低空高动压低阻性能，提升了导弹总体性能。
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公开(公告)号：CN118004404A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410133428.7
申请日：2024-01-30
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于飞行器的一体化翼面结构及飞行器。适用于飞行器的一体化翼面结构，包括蒙皮、点阵芯层；蒙皮内设置有容纳空间，点阵芯层位于容纳空间内；点阵芯层由多个点阵单胞周期性阵列而成，多个点阵单胞填充于容纳空间内。优选的，还包括加强筋，在蒙皮内表面设置加强筋；加强筋用于提高蒙皮的强度和刚性，蒙皮与加强筋组成加强筋蒙皮。本发明采用激光近净成型、选区激光烧结或选区激光熔化3D打印技术制造。材料为GH4049或GH4099合金。本发明采用一体化设计，即通过一体成型制成，避免了分体式结构中各分体需要连接的缺陷，无需用到铆钉、点焊以及扩散焊，并且一体成型较扩散焊工艺简单，成本低。
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公开(公告)号：CN117927780A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410033684.9
申请日：2024-01-09
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于连杆机构的隔热板结构,包括隔热布组件和隔热板，所述隔热布组件设置在隔热板上，连杆机构在隔热板内做往复运动；所述隔热布组件允许连杆机构穿入并穿出，所述隔热布组件在连杆机构移动后自动闭合。通过在隔热板上设置隔热布组件，连杆机构在隔热布组件内往复运动，隔热布组件在连杆机构移动后自动闭合，满足了连杆机构的运动顺畅，有利于实现较好程度热密封，为运动结构的热密封提供了技术支撑。
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公开(公告)号：CN116429444A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310317392.3
申请日：2023-03-28
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种压力冲击防隔热尾裙地面验证试验结构及方法。所述压力冲击防隔热尾裙地面验证试验结构，包括筒体、泄压装置、泄压装置安装结构、压力测试仪以及防隔热尾裙安装结构；泄压装置通过泄压装置安装结构可拆卸安装在所述筒体的一端，所述底板安装在所述筒体的另一端；防隔热尾裙安装结构用于可拆卸安装防隔热尾裙；防隔热尾裙安装结构及防隔热尾裙将筒体分隔为第一腔与第二腔；所述第一腔与第二腔内均设置有压力测试仪；所述筒体上设置有进气口，所述进气口连通所述第一腔。本发明使用该模拟系统可以模拟级间分离时防热尾裙受力情况，同时测试防隔热尾裙瞬态压力冲击下动态力学特性以及泄压速率，测试流程简单，效率高。
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