-
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。
-
公开(公告)号：CN112829924A
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN202011636799.5
申请日：2020-12-31
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: 本发明提供了一种可伸缩式鸭舵机构，包括安装托架、伸缩装置、偏转装置以及鸭舵面，安装托架上固定有第一安装支架和第二安装支架；伸缩装置包括推杆和用于驱动推杆做伸缩运动的第一驱动组件，推杆和第一驱动组件均安装在第一安装支架上，推杆与第一安装支架滑移配合，推杆远离第一安装支架的一端与鸭舵面固定连接；偏转装置包括偏转轴套和用于驱动偏转轴套转动的第二驱动组件，偏转轴套和第二驱动组件均安装在第二安装支架上，偏转轴套与第二安装支架转动滑移配合，且偏转轴套远离第二安装支架的一端与鸭舵面固定连接。使鸭舵能够根据需要伸出飞行器外或收入飞行器内，并能够根据需要进行偏转运动，有助于提高飞行器飞行轨迹的控制精度。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN112829924B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202011636799.5
申请日：2020-12-31
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: 本发明提供了一种可伸缩式鸭舵机构，包括安装托架、伸缩装置、偏转装置以及鸭舵面，安装托架上固定有第一安装支架和第二安装支架；伸缩装置包括推杆和用于驱动推杆做伸缩运动的第一驱动组件，推杆和第一驱动组件均安装在第一安装支架上，推杆与第一安装支架滑移配合，推杆远离第一安装支架的一端与鸭舵面固定连接；偏转装置包括偏转轴套和用于驱动偏转轴套转动的第二驱动组件，偏转轴套和第二驱动组件均安装在第二安装支架上，偏转轴套与第二安装支架转动滑移配合，且偏转轴套远离第二安装支架的一端与鸭舵面固定连接。使鸭舵能够根据需要伸出飞行器外或收入飞行器内，并能够根据需要进行偏转运动，有助于提高飞行器飞行轨迹的控制精度。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112572758A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011505603.9
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
IPC: B64C1/26 , B64C3/56 , F16J15/3264 , F16J15/3284
Abstract: 本发明提供了一种伸缩翼与飞行器舱体间的动密封机构，包括安装在飞行器舱体上的密封安装支架，所述密封安装支架上开设有用于避让伸缩翼的避让口，所述避让口平行于伸缩翼伸缩方向的任一侧壁上均安装有密封动块，任一所述密封动块与其位于的避让口侧壁之间均连接有弹簧，任一所述弹簧的伸缩方向均平行于伸缩翼的厚度方向，任一所述密封动块远离与其连接的避让口侧壁的一侧均抵在伸缩翼上，且所述密封动块与伸缩翼配合封闭避让口。有助于减少高速气流沿伸缩翼与飞行器舱体间的间隙流入飞行器舱体内，从而有助于减少飞行舱体的内部结构以及飞行舱体内设备的损伤。
-
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。
-
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。
-
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。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
52
records
(took 0.058 seconds)
