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公开(公告)号：CN117610144A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202310246381.0
申请日：2023-03-14
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , F42B15/36 , G06F111/04 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供了一种弹载巡飞器空中分离规律仿真评估方法及系统，包括：构建巡飞器、载荷舱和分离装置多刚体动力学模型；构建弹性体模型；构建巡飞器、载荷舱和分离装置间的非线性接触模型；构建巡飞器和载荷舱分离气动力模型，并进行气动力系数计算；构建牵引稳定伞绳系统模型；构建巡飞器、载荷舱间分离弹簧力模型；对上述模型进行综合构建弹载巡飞器变质量变构型空中分离参数化数值仿真平台；赋予不同的分离边界条件对其分离过程进行仿真，获得分离规律并进行评估。本发明实现多因素对弹载巡飞器空中分离特性影响的分析为其分离装置的优化设计提供理论依据，解决了本领域对弹载巡飞器空中分离规律评价和过程控制的技术难题，具有重要的工程价值。
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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：CN109388846B
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN201810950035.X
申请日：2018-08-20
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种单侧提拉发射系统流固耦合动力学仿真方法，包括如下步骤：步骤1：构建单侧提拉发射系统的发射气体动力学模型；步骤2：构建单侧提拉发射系统的多体动力学模型；步骤3：基于所述发射气体动力学模型、多体动力学模型，构建单侧提拉发射系统的流固耦合仿真模型；步骤4：调用所述发射气体动力学模型、多体动力学模型，基于所述流固耦合仿真模型进行流固耦合仿真，并获得仿真计算结果。其中，步骤1、步骤2、步骤3、步骤4依次执行，或者，步骤2、步骤1、步骤3、步骤4依次执行。本发明实现了单侧提拉发射系统燃气力与弹体姿态的强耦合，实现了强流固耦合仿真，极大地提高了单侧提拉发射系统筒弹分离仿真的精度。
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公开(公告)号：CN113221243A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110516273.1
申请日：2021-05-12
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种飞行器折叠舵瞬态同步展开的仿真计算方法及系统，包括以下步骤：应用流体力学软件及有限元软件计算飞行器在实际飞行过程中折叠舵面展开初始时刻所受到的气动等效载荷；应用流体动力学及有限元软件计算飞行器在实际飞行过程中折叠舵面展开过程中受到的气动等效载荷；采用状态方程描述炸药爆炸后所产生的高温高压气体并通过任意欧拉拉格朗日方法实时模拟流固耦合相互作用；阻尼耳片初始构型及初始方位选择布置；基于简单模型计算结果选取折叠舵初始密闭容器体积及炸药当量。本发明依靠炸药爆炸产生高温高压气体作为展开能源，采用简单模型验证试验及流固耦合计算方法，有效提高设计效率，降低设计过程中的反复迭代。
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公开(公告)号：CN112432757A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011510599.5
申请日：2020-12-18
Applicant: 上海机电工程研究所 , 上海神箭机电工程有限责任公司
Abstract: 本发明提供了一种舵机间隙调节模拟机构，涉及飞行器检测装置技术领域，包括支撑架体，所述支撑架体上水平转动架设有柔性梁，所述柔性梁的任意一端可拆卸固定有模拟舵面，所述模拟舵面与柔性梁相互垂直，所述柔性梁的另一端可拆卸固定有拨杆，且所述拨杆与柔性梁相互垂直，所述支撑架体上还设置有间隙调节组件，所述间隙调节组件位于拨杆的正下方，且所述拨杆的下端探入间隙调节组件内。通过调整两个调节块之间的间隙以及调节块和拨杆的相对位置，调节和设置舵系统间隙参数，有助于提高连续测量不同舵系统间隙对舵系统刚度影响的便捷性，进而有助于提高研究结果的准确性。
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Patent Agency Ranking
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：CN106570242A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610941031.6
申请日：2016-10-25
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，包括如下步骤：S1、应用计算流体力学软件计算整流罩分离各个特征点的气动力系数；S2、基于计算获得的气动力系数应用双线性插值方法构造整流罩分离气动力系数插值模型；S3、应用多体动力学软件构建整流罩分离多体动力学模型；S4、基于整流罩分离气动力系数插值模型和多体动力学模型构建整流罩分离流固耦合仿真模型；S5、调用气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型进行流固耦合仿真计算，并获得仿真计算结果。本发明实现了气动力与整流罩姿态的强耦合，实现了强流固耦合仿真，极大地提高了整流罩分离仿真的精度。
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公开(公告)号：CN119282405A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411271191.5
申请日：2024-09-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B23K26/352 , B23K26/70
Abstract: 本发明涉及一种C/SiC纤维增强超高温陶瓷超微米级界面的加工方法。本发明针对现有的C/SiC纤维增强超高温陶瓷无法实现微米级界面制备的问题，采用双激光束时序超脉冲激光抛光，通过控制双脉冲延时时间实现纤维增强超高温陶表面粗糙度的控制，所述C/SiC纤维增强超高温陶瓷激光加工过程中，选择合理的水介质作为冷却介质、激光重频率选择，实现纤维增强超高温陶表面粗糙度的控制，最终实现C/SiC纤维增强超高温陶瓷，表面粗糙度达到微米级。
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公开(公告)号：CN119115669A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411334280.X
申请日：2024-09-24
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B24B1/00 , B24C1/08 , B23K26/352
Abstract: 本发明提供了一种适用于飞行器减阻的纳米光洁表面处理方法及系统，包括：对表面的操作部位进行喷砂处理；对操作部位划分条带；根据条带确定扫描路径；根据条带及目标粗糙度确定激光功率、扫描速率和离焦量，制定激光策略；根据激光策略抛光加工；清洁抛光加工后的表面。本发明采用纳米光洁度处理的方法，解决了高速飞行的飞行器在不改变结构的情况下实现了降低气动阻力，工艺操作简单可行，在无攻角的情况下将高速飞行器的表面摩阻降低40％以上，具有增加航程和降低气动热的效果。
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公开(公告)号：CN118323429A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410631657.1
申请日：2024-05-21
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64C9/12
Abstract: 本发明提供了一种涉及飞行器结构设计领域的控制舵面对角联动装置及其方法，包括：弹体结构、空气舵、燃气舵面、空气舵滑块、燃气舵滑块、滑槽杆以及滑槽杆轴，空气舵通过空气舵滑块滑动连接于滑槽杆上，燃气舵面通过燃气舵滑块滑动连接于滑槽杆上，且空气舵和燃气舵面分别连接于弹体结构上，滑槽杆通过滑槽杆轴连接弹体结构，滑槽杆绕滑槽杆轴自由转动。本发明通过3定轴2滑块对角联动设计，可在较小尺寸需求下实现空气舵及燃气舵的传动比灵活设计；通过调整转轴点位及滑块与转轴点位相对尺寸关系，可实现燃气舵与空气舵的传动关系满足实际控制需求；滑槽杆和滑槽杆轴的配合，空气舵与燃气舵的可靠联动，方法简单可靠。
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