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公开(公告)号：CN119533206A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411780651.7
申请日：2024-12-05
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于空气舵的紧凑型快速展开与锁紧机构，包括舵面、舵叉以及展开锁紧机构，舵面、舵叉内部对应设置有舵面转轴孔、舵叉转轴孔，展开锁紧机构包括扭簧和锁紧装置；扭簧的两端分别与舵面、舵叉紧固连接，当所述舵面处于折叠状态时，扭簧设置有预扭角度用于提供展开扭矩；锁紧装置包括压缩弹簧和锁紧块，舵面转轴孔的孔壁上形成有卡槽，当舵面处于展开状态时，锁紧块插入舵面转轴孔内且与舵面转轴孔的卡槽抵紧。本发明通过扭簧提供空气舵展开扭矩，通过锁紧与压缩弹簧共同实现空气舵展开后舵面和舵叉的定位锁紧效果；通过采用展开锁紧一体式结构，有助于减小空间体积，有助于降低结构质量，能够有效解决受力不均的问题。
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公开(公告)号：CN118977845A
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202411293543.7
申请日：2024-09-14
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种空气舵前缘热应力释放结构及飞行器，包括：空气舵前缘、空气舵基体、沉头螺钉、沉头螺母、长圆孔以及圆孔；所述空气舵前缘通过沉头螺钉配合沉头螺母连接所述空气舵基体，所述空气舵基体连接空气舵前缘的一侧中部设置有圆孔，所述圆孔沿着空气舵基体连接空气舵前缘的一侧长度方向的两侧设置有长圆孔，所述沉头螺钉和所述沉头螺母安装在长圆孔或圆孔中。本申请通过长圆孔和圆孔的设计，可在满足空气舵基体与空气舵前缘定位要求的前提下，释放空气舵基体与空气舵前缘间的热应力，提升空气舵整体结构的强度与可靠性。
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公开(公告)号：CN118442877A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410715920.5
申请日：2024-06-04
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明提供了一种涉及导弹发射筒支撑装置的全向辅助支撑环，包括：支撑模块、防旋模块以及环体，环体内壁上连接有支撑模块，防旋模块设于环体上，环体安装在发射筒后法兰处，通过支撑模块对活动底座弹体进行径向和轴向上的支撑、降低对活动底座的强度要求，并通过防旋模块使活动底座和弹体之间进行防旋。本发明辅助支撑环增加了径向支撑功能，通过多个较大尺寸的凸台强化了轴向支撑作用，降低了对活动底座刚度和强度的要求，降低了活动底座的重量，进一步降低了活动底座对发射筒口的冲击力，降低了整个发射装置的强度及刚度要求，提高了发射安全性。
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公开(公告)号：CN118332695A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410498776.4
申请日：2024-04-24
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器舵面强度精细化计算方法和系统，包括：有限元模型精细化建模；材料本构模型精细化建模；设计载荷精细化建模；边界条件精细化建模；算法选择与求解；计算结果输出与评价。本发明可实现高速飞行器舵面强度计算的精细化、标准化和程式化，计算模型能更加真实反映舵面空中试验的边界条件、载荷施加方式、材料的力学行为特性，使舵面结构强度计算更加精确、方便和快捷，具有很好的适用性，大大提高了飞行器舵面结构强度计算的工作效率。
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公开(公告)号：CN118332694A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410498772.6
申请日：2024-04-24
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种飞行器舱体结构强度精细化计算方法和系统，包括：载荷工况确定；设计载荷精细化处理；材料本构模型精细化模拟；精细化有限元模型构建；精细化边界条件施加；有限元计算；计算结果评价。本发明可实现飞行器舱体结构强度计算的精细化、标准化和程式化，计算模型能更加真实反映强度试验的边界条件、载荷施加方式、材料的力学行为特性，使飞行器舱体结构强度计算更加精确、方便和快捷，具有很好的适用性，大大提高了飞行器舱体结构强度计算的工作效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118205729A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410409023.1
申请日：2024-04-07
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供一种航天器分离装置及其分离姿态可调方法，涉及航天器分离技术领域，包括：安装底板以及多处弹簧装置，所述安装底板一端和发射平台进行连接，另一端固定所述弹簧装置；所述弹簧装置用于驱动航天器和发射平台分离。本发明通过调整止动螺母位置，可对航天器质心偏移、弹簧装置空间分布位置不均匀、弹簧推力不一致等多项分离扰动进行调节，有效解决航天器分离姿态修正困难的问题。且操作简便，有助于节省大量人力、物力。
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公开(公告)号：CN114184085B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202111299800.4
申请日：2021-11-04
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明提供了一种导弹装填于集装式发射箱层间运载平台，包括支架，支架上升降设置有运载支承板；支架上间隔设置有连接运载支承板的第一升降组件、第二升降组件、第三升降组件以及第四升降组件；支架上设置有驱动组件，驱动组件驱动连接第一升降组件、第二升降组件、第三升降组件以及第四升降组件；运载支承板通过第一升降组件、第二升降组件、第三升降组件、第四升降组件以及驱动组件进行升降。本发明解决了如何高效、批量、安全地运载导弹用于集装式发射箱层间装填的问题。
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公开(公告)号：CN114593868B
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202210126536.2
申请日：2022-02-10
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种涉及机械设计及测试领域的自适应高精度转动惯量测量装置，包括安装平台、基座、小量程扭簧机构、中量程扭簧机构、大量程扭簧机构、轴承、角加速度传感器、支撑弹簧以及转轴，角加速度传感器连接于安装平台上部，安装平台下部连接于基座上，安装平台和基座上分别设有轴承，轴承通过转轴连接，支撑弹簧套于转轴上，小量程扭簧机构、中量程扭簧机构以及大量程扭簧机构连接于基座上，小量程扭簧机构、中量程扭簧机构以及大量程扭簧机构与安装平台上的外凸传动块对应连接。本发明通过支撑弹簧实现安装平台的伸缩，外凸传动块与匹配量程的扭簧机构匹配接触，通过自适应选择不同量程的扭簧实现高精度转动惯量的测量。
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公开(公告)号：CN116654272A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310750150.3
申请日：2023-06-21
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64F1/04
Abstract: 本发明提供了自适应适配器及飞行器发射结构。所述自适应适配器，包括适配座、适配器滑柱结构、弹性件、适配底座以及限位螺钉；所述适配座与适配器滑柱结构的顶端紧固连接，适配器滑柱结构的底端可滑动安装在所述适配底座上；所述弹性件套装在所述适配器滑柱结构所具有的滑柱上，弹性件处于压缩状态；所述适配座安装在外界发射装置上；所述限位螺钉包括头部与螺柱部，所述螺柱部通过螺纹结构与所述适配器滑柱结构连接，所述头部与所述适配座相抵。本发明将滑柱、弹性件以及限位螺钉相结合，可以在飞行器装入发射装置后为飞行器提供支撑，并通过控制限位螺钉的拧入深度调整弹簧的压缩量实现适配器与飞行器之间贴合接触。
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公开(公告)号：CN116592706A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310486312.7
申请日：2023-04-28
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明提供了武器系统技术领域一种发射筒柔性固弹机构及发射筒，包括导弹、导弹尾勾、筒体、支撑环、固弹支架、固弹螺栓、固弹弧板以及后盖。导弹尾部端面上环向均匀分布设置多个导弹尾勾，导弹尾勾外壁与支撑环内壁贴合设置，导弹尾勾卡扣设置在固弹弧板上。支撑环上表面与导弹端面贴合设置，支撑环下表面与固弹支架端面贴合设置。多个导弹尾勾中内扣设置单个固弹弧板，固弹弧板通过固弹螺栓连接固弹支架，且固弹支架一端连接筒体，固弹支架另一端连接后盖。本发明可以在贮运条件下能够可靠约束导弹并通过柔性特性吸收运输车传递到导弹的振动能量，以及可以在发射条件下能够实现约束力切换，可靠释放导弹的约束。
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