-
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。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN113218254A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110517296.4
申请日：2021-05-12
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： F42B10/02
摘要： 本发明提供了一种带有颗粒阻尼减振装置的空气舵，包括舵面以及舵轴，所述舵面安装在所述舵轴上，所述舵面的内部设置有一个或多个容纳空间，所述容纳空间中填充有阻尼颗粒，所述舵面包括刚性骨架、上蒙皮以及下蒙皮，所述上蒙皮、下蒙皮分别安装在所述刚性骨架的上部、下部并共同围成密闭的容纳空间，所述刚性骨架连接所述舵轴。本发明通过在空气舵内部设置一个或者多个颗粒阻尼减振单元，阻尼颗粒在空气舵封闭腔体内的摩擦、碰撞，减少空气舵振动幅值，抑制了空气舵振动，从而达到提升颤振临界动压的效果，使空气舵能够适应各种严酷的飞行环境。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN113051787A
公开(公告)日：2021-06-29
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。
-
-
-
-
-
-
搜索结果
7 条记录 (耗时 0.065 秒)
