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公开(公告)号：CN113008086B
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202110303484.7
申请日：2021-03-22
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种栅格翼的维形折叠结构，包括转轴2、扭簧3、安装座4、维形盖板6、栅格翼7以及舱体8，舱体8设置在飞行器上；维形盖板6可拆卸连接在舱体8的顶部，维形盖板6与舱体8之间形成密闭空间，安装座4设置在舱体8底部，栅格翼7通过转轴2连接安装座4，转轴2上设置有扭簧3，转轴2的轴线垂直于飞行器的运动方向；栅格翼7包括收纳状态与工作状态，当栅格翼7处于收纳状态时，维形盖板6固定在舱体8的顶部，此时栅格翼7收纳于密闭空间内；当栅格翼7处于工作状态时，维形盖板6与舱体分开，此时栅格翼7在扭簧3的作用下弹出。本发明能够减小气动阻力，提高飞行器的总体特性，并使栅格翼能够在飞行过程中展开。
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公开(公告)号：CN110986675A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911095157.6
申请日：2019-11-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F41F7/00
Abstract: 本发明提供了一种可降低过载的多级活塞缸式裸弹燃气弹射发射装置，主要由装置壳体、燃气发生器、多级活塞缸、低压室四部分构成。其技术方案是从燃气发生器喷出的燃气流入低压室中建立低压室压强，作用在承压面上形成弹射力，推动活塞缸运动，从而将位于活塞缸之上的导弹弹射出去。通过此种弹射方式，可以有效减小弹射时导弹的速度和加速度，降低导弹承受的过载，同时可以将导弹与高温燃气隔离开，有效利用弹射装置内的空间，使得结构设计更加合理。
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公开(公告)号：CN108664688A
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201810242420.9
申请日：2018-03-22
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提出了一种基于吸气式高超声速导弹的自适应基准动压爬升的方法。本发明可以使吸气式高超声速导弹在爬升过程中使导弹具有良好的动压特性，即动压维持在基准动压附近。本发明针对吸气式高超声速导弹的爬升段，考虑了导弹的多约束强耦合的特性，为了使导弹在爬升过程中其动压维持在基准动压附近，首先分析导弹的爬升能力与加速能力的大小关系，以此作为设计依据，并根据导弹马赫数-动压曲线以及动压与高度之间的关系，推导出了吸气式高超声速导弹爬升段高度的变化规律。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113008086A
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202110303484.7
申请日：2021-03-22
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种栅格翼的维形折叠结构，包括转轴2、扭簧3、安装座4、维形盖板6、栅格翼7以及舱体8，舱体8设置在飞行器上；维形盖板6可拆卸连接在舱体8的顶部，维形盖板6与舱体8之间形成密闭空间，安装座4设置在舱体8底部，栅格翼7通过转轴2连接安装座4，转轴2上设置有扭簧3，转轴2的轴线垂直于飞行器的运动方向；栅格翼7包括收纳状态与工作状态，当栅格翼7处于收纳状态时，维形盖板6固定在舱体8的顶部，此时栅格翼7收纳于密闭空间内；当栅格翼7处于工作状态时，维形盖板6与舱体分开，此时栅格翼7在扭簧3的作用下弹出。本发明能够减小气动阻力，提高飞行器的总体特性，并使栅格翼能够在飞行过程中展开。
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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：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：CN107651185A
公开(公告)日：2018-02-02
申请号：CN201710720033.7
申请日：2017-08-21
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种压心可随控调整的超声速飞行器，该飞行器为细长旋成体，头部布置有轴对称的四个翼面，所述翼面与飞行器尾部的控制舵面共面，四个翼面通过连续可调的机构相连，可实现同步展开或收缩。本发明通过可展收的头部布置翼面可以实时、动态调整飞行器压心，以达到全弹道气动最优，进而提高飞行器综合性能，同时拓展飞行器的飞行包线。
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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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