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公开(公告)号：CN118607103A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410761109.0
申请日：2024-06-13
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种估算导弹摩擦轴向力系数的方法及系统，包括：建立大气模型步骤，输出参数，包括：自由来流速度V∞、对应飞行高度处的大气密度ρ∞和空气粘性系数μ∞；导弹部件划分步骤；部件特征尺寸计算步骤，计算各部件特征长度Lr和湿表面积Sweti并计算全弹参考面积Sr和全弹特征长度；雷诺数计算，计算各部件等效雷诺数Ree及计算特征雷诺数Re；流态判断，根据各部件等效雷诺数Ree判断流态，基础摩擦轴向力系数计算、气体压缩性修正，各部件摩擦轴向力系数计算及全弹摩擦轴向力系数计算。本申请所提供的摩擦轴向力计算方法仅需提供导弹主要特征尺寸和湿表面面积，具有计算简单方便、计算效率高，计算精度高等优点。
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公开(公告)号：CN117949217A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410096789.9
申请日：2024-01-23
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提供了一种摆喷发动机与伺服联合试车系统和方法，包括：摆喷发动机、发动机测控系统、伺服控制系统、地面电源、伺服作动器、伺服数控器、功率电池、推力架、固定架和伺服舱体；摆喷发动机安装在两个固定架上；摆喷发动机前端通过与推力架连接进行限位；摆喷发动机后端与伺服舱体连接；伺服作动器安装在摆喷发动机的摆动喷管上；伺服数控器和功率电池安装在伺服舱体内表面，伺服数控器与地面电源、伺服作动器、功率电池通过试验电缆连接；发动机测控系统与摆喷发动机、伺服控制系统、地面电源、伺服数控器、功率电池通过试验电缆连接。本发明能够在实况负载下检验摆喷发动机与伺服工作协调与匹配性，并且提高试验系统的鲁棒性和容错性。
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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：CN117870473A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410095448.X
申请日：2024-01-23
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种远程导弹大尺度变形装置及变形控制方法，包括安装在导弹上的变形装置，变形装置包括：热敏机翼和控制装置，热敏机翼安装在导弹外侧的中部，热敏机翼内部设置有电热丝，热敏机翼包括卷缩状态和展开状态，控制装置用于控制热敏机翼切换卷缩状态或展开状态。本发明通过传感器监测到导弹处于巡航段时，控制电热丝加热，利用热敏材料的热变形展开机翼；可保证在导弹起飞及再入段，机翼处于卷缩状态，增大导弹在全方向的过载能力，实现目标的快速追踪；保证导弹在巡航段时，依靠展开的机翼提升升阻比，增大射程；同时增加导弹在临近空间内的法向机动过载，使其过载能力优于其他拦截导弹，提高导弹的生存能力。
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公开(公告)号：CN111664746A
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN202010413887.2
申请日：2020-05-15
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明提供了一种发射箱联装接口温度自适应装置，属于导弹发射技术领域，包括发射箱、联装组件以及发射架，所述联装组件包括第一联装框以及第二联装框，还包括多个圆柱销，所述多个圆柱销的一端安装在发射架上，所述多个圆柱销的另一端匹配安装在第一联装框和/或第二联装框上，所述第一联装框上设置有腰形孔，第二联装框上设置有圆孔，所述多个圆柱销的另一端匹配安装在腰形孔和/或圆孔上，本发明克服了现有技术的不足，在使用温度范围内，实现发射箱与发射架联装接口安装操作顺畅、无卡滞，并保证联装接口结构的安全性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111595198A
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN202010415038.0
申请日：2020-05-15
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明提供了一种导轨式发射箱箱体，属于导弹发射技术领域，包括蒙皮以及多个导轨，所述导轨包括安装端以及承载端，所述导轨通过安装端安装在蒙皮的内部并沿蒙皮的周向布置，所述承载端的端面为弧面结构，所述多个承载端的端面共同围成第一容纳空间，导弹安装在第一容纳空间中且导弹的外壁与所述弧面结构相匹配，导弹发射过程中，导弹的弹体沿承载端导向滑行，空气舵、弹翼分别沿蒙皮内壁滑行，实现导弹无抛洒物发射，本发明通过采用多个导轨安装在蒙皮的内部避免了现有技术中小型化发射箱箱体采用适配器支撑导弹带来的不安全因素，实现了支撑导弹的无抛洒物发射方式，保障临近设备安全性，并提高武器系统集成化水平。
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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：CN116822042A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310369699.8
申请日：2023-04-07
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，包括：采用三通道控制的面对称可变外形飞行器，所述三通道为俯仰、偏航和滚动通道；将气动力数据表述为无舵偏基准数据与舵偏增量数据的叠加，气流角采用攻角和侧滑角体系；在气动力坐标系下定义气动力，建立法向力模型、轴向力模型、侧向力模型、俯仰力矩模型、滚转力矩模型和偏航力矩模型。本发明解决了可变外形飞行器在气动力建模时需要大量样本数据的问题，可在较大程度上节省风洞试验状态及CFD计算的工作量；考虑了通道间的耦合效应，使得模型在复杂气流及舵偏角组合情况下具有较高的精度。
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公开(公告)号：CN114754637A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210339737.0
申请日：2022-04-01
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种通用化姿态控制地面试验系统，涉及导弹总体技术领域，该方法包括：试验弹、试验台、测控设备、摄录设备和遥测设备；所述试验弹安装在试验台上，所述试验弹和测控设备相连，测控设备用于向试验弹提供工作电源，并驱动试验弹运行试验程序，完成试验动作；所述摄录设备通过线缆与测控设备相连，实验开始后，当测控设备向摄录设备发送时统信号，高速摄像机开始记录试验过程，遥测设备也同时记录试验遥测信息。本发明能够应用于不同弹径导弹，可显著降低研制周期和成本。
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