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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：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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公开(公告)号：CN118032310A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410057712.0
申请日：2024-01-15
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种模拟侧窗弹出气动载荷的试验工装和方法，主要包括：提拉作动筒、径向载荷液压作动筒、提拉框、加载杆、工装舱防热套、工装舱支架、侧窗弹出装置、作动筒提拉杆、航向载荷液压作动筒、火工作动筒；可满足飞行器侧窗弹出装置的模拟飞行气动载荷验证测试需求；实现了侧窗弹出过程中的气动载荷精确模拟，可以根据飞行器的不同弹道、侧窗的不同弹出距离模拟侧窗所受时变气动载荷。模拟了实际安装状态，可以完全模拟飞行器表面涂抹防热腻子等细节。采用开放式结构布局，方便操作与试验观察，可以通过提拉杆工装测量侧窗弹出全过程的阻力，亦可采用火工作动筒模拟火工作动状态下的侧窗弹出。
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公开(公告)号：CN118654534A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410871401.8
申请日：2024-07-01
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种导弹折叠舵过载解锁结构、方法及导弹。导弹折叠舵过载解锁结构，包括折叠舵、弹身、舵面锁紧结构；折叠舵包括第一舵面与第二舵面，第一舵面与第二舵面折叠连接；第一舵面与弹身紧固连接；舵面锁紧结构包括锁钩、扭簧、支架以及转轴；扭簧安装于转轴上并分别支架和锁钩接触，以压紧锁钩于折叠舵上，实现折叠舵的锁定状态。当导弹发动机工作后，弹身产生航向过载，锁钩由于过载作用克服扭簧载荷并绕转轴转动实现锁钩与折叠舵分离。本发明结构简单，利用导弹飞行所必须的过载作用使得舵面锁紧结构解锁，以实现折叠舵的展开，整个过程均依靠机械结构实现，无需为舵面锁紧结构单独配备电源或其他通信结构，可靠性强。
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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：CN116447932A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310251633.9
申请日：2023-03-15
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供了一种涉及弹载巡飞器弹器分离技术领域的弹载巡飞器弹器主动分离装置，包括巡飞器、导轨、分离导向机构以及连杆机构，巡飞器上设有连接机构，连接机构两端分别连接分离导向机构，分离导向机构连接导轨，导轨连接于巡飞器上，连接机构控制分离导向机构的锁定与解锁。本发明提供的一种弹载巡飞器弹器主动分离装置，能够实现弹载巡飞器在高空、大动压条件下，与巡飞弹载荷舱快速、安全、可靠分离，具备工程实现简单、分离可靠性高、巡飞器分离转巡航过程可控性好等显著特点；采用爆炸螺栓实现分离连杆机构的锁定及解锁，控制其分离开始时刻，结合巡飞弹姿态控制，可以保证巡飞器在合适的速度与姿态下实现分离。
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