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公开(公告)号：CN214205327U
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN202120280213.X
申请日：2021-02-01
申请人： 上海机电工程研究所 , 上海神箭机电工程有限责任公司
IPC分类号： H02M1/32
摘要： 本实用新型提供了一种稳压滤波模块，包括：电路组合、输入接口以及输出接口；所述电路组合与输入接口相连；所述电路组合与输出接口相连；所述输入接口采用28.5V输入接口；所述输出接口采用28.5V输出接口。本实用新型中，单个稳压滤波模块具有多项功能，包括满足载机供电特性要求规定的过压浪涌和电压尖峰抑制功能、供电中断维持功能，以及挂机状态下供电电源线电磁兼容性要求。
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公开(公告)号：CN118347358A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410555339.1
申请日：2024-05-07
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： F42B15/00
摘要： 本发明提供了一种快拆导弹检测口盖及导弹支撑结构。快拆导弹检测口盖，快拆导弹检测口盖包括安装盖板、螺钉、波珠螺丝；螺钉安装在安装盖板上，螺钉上设置有螺钉螺纹段，螺钉螺纹段与导弹安装支架或导弹螺纹连接；盖板上设置有盖板螺纹段，螺钉螺纹段与盖板螺纹段能够相互匹配；安装盖板上设置有螺纹孔，波珠螺丝安装于螺纹孔内部，波珠螺丝的两端分别与安装盖板、外界导弹安装支架相接触。本发明通过波珠螺丝的设计，在拆卸检测口盖时，能够将安装盖板顶起，无需采用专用工具翘边，并且本发明通过螺钉螺纹段与盖板螺纹段能够相互匹配的设计，省略了现有技术中的卡扣，避免了卡扣的损坏与经常更换，提高了拆卸效率。
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公开(公告)号：CN113051787B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202110234332.6
申请日：2021-03-03
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统，包括如下步骤：S1、吊挂结构有限元分析；S2、吊挂附近舱体上应力谱测量；S3、吊挂根部应力谱获取；S4、应力幅值和均值计算；S5、S‑N曲线修正；S6、吊挂疲劳寿命估算。本发明解决了导弹实际挂飞过程中的吊挂疲劳寿命估算精度差的问题，并且仅仅进行短时物理试验，大大节省了型号研制成本。
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公开(公告)号：CN110779400B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN201911055185.5
申请日：2019-10-31
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明提供了一种飞行器级间分离结构与方法，包括级间舱、弹簧分离机构和切割索组件，级间舱两端分别连接助推级和飞行器主级，弹簧分离机构包括底板、外套筒、内套筒、承力板以及弹簧，切割索组件包括切割索、电发火管以及火焰雷管；底板连接外套筒，承力板连接内套筒，外套筒套装在内套筒外面，弹簧安装在内套筒内部；底板连接级间舱的一端，承力板连接级间舱的另一端；切割索上设置有电发火管以及火焰雷管，电发火管连接火焰雷管，切割索设置在级间舱上。本发明结构简单合理，通过切割索组件将助推级与飞行器主级之间的连接约束解除的同时也解除了弹簧分离机构的约束，弹簧力释放弹力推开助推级与飞行器主级，使得助推级与飞行器主级快速分离。
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公开(公告)号：CN116429444A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310317392.3
申请日：2023-03-28
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种压力冲击防隔热尾裙地面验证试验结构及方法。所述压力冲击防隔热尾裙地面验证试验结构，包括筒体、泄压装置、泄压装置安装结构、压力测试仪以及防隔热尾裙安装结构；泄压装置通过泄压装置安装结构可拆卸安装在所述筒体的一端，所述底板安装在所述筒体的另一端；防隔热尾裙安装结构用于可拆卸安装防隔热尾裙；防隔热尾裙安装结构及防隔热尾裙将筒体分隔为第一腔与第二腔；所述第一腔与第二腔内均设置有压力测试仪；所述筒体上设置有进气口，所述进气口连通所述第一腔。本发明使用该模拟系统可以模拟级间分离时防热尾裙受力情况，同时测试防隔热尾裙瞬态压力冲击下动态力学特性以及泄压速率，测试流程简单，效率高。
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公开(公告)号：CN110631420A
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201910905466.9
申请日：2019-09-24
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种机载悬挂物弹射机构，包括发射架骨架、作动筒、前摇臂以及后摇臂；其中，所述发射架骨架与发射架连接；所述前摇臂的一端与所述发射架骨架铰接，另一端与所述作动筒的一端铰接；所述作动筒的另一端与所述发射架骨架铰接；所述后摇臂的一端与所述发射架骨架铰接。本发明提供的一种机载悬挂物发射机构，能满足结构紧凑，占用空间小，以及消除导轨型发射装置在导弹发射过程中带来的一些不利因素来确保悬挂物、发射装置的各项性能指标满足设计的要求，确保弹射过程中悬挂物与发射架顺利分离。
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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
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 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：CN110631420B
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN201910905466.9
申请日：2019-09-24
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种机载悬挂物弹射机构，包括发射架骨架、作动筒、前摇臂以及后摇臂；其中，所述发射架骨架与发射架连接；所述前摇臂的一端与所述发射架骨架铰接，另一端与所述作动筒的一端铰接；所述作动筒的另一端与所述发射架骨架铰接；所述后摇臂的一端与所述发射架骨架铰接。本发明提供的一种机载悬挂物发射机构，能满足结构紧凑，占用空间小，以及消除导轨型发射装置在导弹发射过程中带来的一些不利因素来确保悬挂物、发射装置的各项性能指标满足设计的要求，确保弹射过程中悬挂物与发射架顺利分离。
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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
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 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：CN107885949B
公开(公告)日：2020-11-24
申请号：CN201711192875.6
申请日：2017-11-24
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/367 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种开关式姿轨控直接力发动机推力建模方法，包括如下步骤：步骤一，将动力系统指令的时间按照对控制指令的周期整除向下取整序列化为非负整数；步骤二，将姿轨控发动机的开启与关闭的继电延迟和机械延迟等响应延迟特性按照对控制系统指令周期整除向上取整为延迟次数；步骤三，若此刻控制系统指令为开启，则将关指令复位0、开指令累增1，并转至步骤四，否则若此刻控制系统指令为关闭，则将开指令复位0、关指令累增1，转至步骤五。本发明能最大程度考虑动力系统的响应特性，保证控制系统的设计能尽可能拟合逼近姿轨控直接力发动机的实时推力值来克服动力系统的延迟特性影响。
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