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公开(公告)号：CN112550679B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202011505408.6
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: 本发明提供了一种用于高空高速环境的微纳减阻结构，包括开设在飞行器外表面的沟槽，所述沟槽的形状呈长条形，所述沟槽的横截面呈等腰三角形，所述沟槽横截面的顶角位于沟槽的底部，所述沟槽横截面的底边长度在150nm‑200nm之间，所述沟槽与高速气流呈一定的角度，且所述沟槽在飞行器外表面沿垂直于沟槽长度的方向等间隔开设有多个，任一相邻两所述沟槽间均形成有分隔条，所述分隔条的长度方向平行于沟槽的长度方向，所述分隔条的横截面呈等腰三角形，且所述分隔条横截面的顶角位于分隔条的顶端。有助于减小近壁面边界层附近的黏性阻力，进而有助降低高速气体对飞行器的摩擦阻力，且结构简单，工作可靠，减阻效果好。
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公开(公告)号：CN112880479A
公开(公告)日：2021-06-01
申请号：CN202110048935.7
申请日：2021-01-14
Applicant: 上海机电工程研究所 , 上海神箭机电工程有限责任公司
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明提供了一种适用于导弹的发射箱接口，包括：第一支撑框、第二支撑框、防旋凸台和固弹坑，其中，第一支撑框和第二支撑框分别与导轨面接触；导弹的重量通过第一支撑框和第二支撑框的轴向面积分散到导轨上；防旋凸台与导轨的两侧接触，允许导弹进入发射箱时滚转角不动；固弹坑设置在导弹舱的尾端，允许约束弹道轴向向前的自由度。本发明使得导弹在发射箱内可以通过简单的机械接口进行约束，同时使得导弹的气动外形更优、发射箱支撑结构的简化、受力的优化、并使得发射箱的轮廓更小，适合箱弹小型化的趋势需求。
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公开(公告)号：CN112550679A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011505408.6
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: 本发明提供了一种用于高空高速环境的微纳减阻结构，包括开设在飞行器外表面的沟槽，所述沟槽的形状呈长条形，所述沟槽的横截面呈等腰三角形，所述沟槽横截面的顶角位于沟槽的底部，所述沟槽横截面的底边长度在150nm‑200nm之间，所述沟槽与高速气流呈一定的角度，且所述沟槽在飞行器外表面沿垂直于沟槽长度的方向等间隔开设有多个，任一相邻两所述沟槽间均形成有分隔条，所述分隔条的长度方向平行于沟槽的长度方向，所述分隔条的横截面呈等腰三角形，且所述分隔条横截面的顶角位于分隔条的顶端。有助于减小近壁面边界层附近的黏性阻力，进而有助降低高速气体对飞行器的摩擦阻力，且结构简单，工作可靠，减阻效果好。
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公开(公告)号：CN112880479B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202110048935.7
申请日：2021-01-14
Applicant: 上海机电工程研究所 , 上海神箭机电工程有限责任公司
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明提供了一种适用于导弹的发射箱接口，包括：第一支撑框、第二支撑框、防旋凸台和固弹坑，其中，第一支撑框和第二支撑框分别与导轨面接触；导弹的重量通过第一支撑框和第二支撑框的轴向面积分散到导轨上；防旋凸台与导轨的两侧接触，允许导弹进入发射箱时滚转角不动；固弹坑设置在导弹舱的尾端，允许约束弹道轴向向前的自由度。本发明使得导弹在发射箱内可以通过简单的机械接口进行约束，同时使得导弹的气动外形更优、发射箱支撑结构的简化、受力的优化、并使得发射箱的轮廓更小，适合箱弹小型化的趋势需求。
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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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Patent Agency Ranking
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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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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