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公开(公告)号：CN118209004A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410521673.5
申请日：2024-04-28
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明提供了一种炮射导弹折叠尾翼高过载展开与锁定机构，包括安装在弹尾外的尾翼和安装在弹尾内的n个锁舌；n个尾翼铰接在弹尾上，弹尾上开设有导向槽,尾翼上开设有锁舌孔，锁舌的末端依次伸出导向槽和锁舌孔外；锁舌的末端为弧形，锁舌前端高度低于锁舌孔下端面高度，后端高度高于锁舌孔上端面高度且加工有，所述锁舌安装在滑套上，滑套的外径与弹尾内径相同且安装在弹尾内，滑套和弹尾上均加工中心线在同一平面上的销钉孔，滑套的后端安装有弹簧，弹尾的末端封闭。本发明尾翼的展开和锁定均通过锁舌完成，并且锁舌的动力及其大部分位置均隐藏为导弹弹尾，所以不会增加导弹外壁的体积，同时使其无需弹托对尾翼进行固定，所以不占用装药空间。
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公开(公告)号：CN119429254A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411926167.0
申请日：2024-12-25
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: B64U70/30
Abstract: 本发明提供的一种无人机抓捕网折叠及其折叠方法，包括网舱和抓捕网；所述抓捕网收纳后的中心段放置在抓捕网内，抓捕网的端部伸出抓捕网外；所述网舱包括舱壁、隔板、底板，所述舱壁为四个大小相同的弧形板首尾连接形成的圆筒，所述底板安装在舱壁的一端，所述隔板包括四块方板，四块方板的一端均匀安装在底板上，隔板置于舱壁内且与舱壁上半部形成四个容腔。本发明通过将四个边角分别折叠捆绑并进行隔离，故在展开过程中受到的干扰和阻力较小，展开时不易发生缠绕，展开精度高。
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公开(公告)号：CN118428138A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410442236.4
申请日：2024-04-12
Applicant: 江南机电设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种力热联合试验瞬态温度识别及修正方法，通过预先调试试验建立参数规格明确的温度识别校准系统，降低了粘接剂、涂料几何参数不确定引起的误差，然后，通过温度识别校准系统中的激光测温仪和热电偶协同测量获取试件不同部位的温度曲线，并建立考虑接触热阻的有限元分析模型，最后利用校准系统所获取的温度曲线对有限元模型进行修正，通过迭代获得最终的修正系数和温度控制指令曲线，快速有效地对力热联合试验中结构件内外表面的瞬态温度识别偏差进行了修正，较大程度上提高了试验的天地一致性和结构件承载和热防护性能分析的有效性。
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公开(公告)号：CN116451424A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310211309.4
申请日：2023-03-07
Applicant: 江南机电设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于有限识别域的应变模态扩域矩阵的构建方法，该方法包括建立系统全域应变响应与已识别子域应变响应、未识别子域应变响应之间的数学表征模型阵；建立系统全域应变响应与系统全域模态振型之间的数学表征模型阵；建立系统全域应变响应与已识别子域模态振型、未识别子域模态振型之间的数学表征模型阵；构建系统全域基于有限识别域的应变模态扩域矩阵；进一步构建应变频响函数矩阵，从频响函数矩阵中提取系统的固有频率、阻尼、模态振型；本发明实现了对系统全域的模态参数识别，为不能直接识别系统全域模态参数提供了一种新思路、新手段，具有重要的工程应用价值和科学意义，为科学分析结构动力学特性奠定基础。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN222419456U
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202420919837.5
申请日：2024-04-29
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: G01M7/08
Abstract: 本实用新型提供了一种大长细比超高强度钢制薄壁圆筒推力装置，包括薄壁圆筒；两段薄壁圆筒的一端分别与前对接法兰和后对接法兰连接，两段薄壁圆筒的另一端分别安装有前转接盘和后转接盘，安装有前转接盘的一端外壁上还安装有火箭橇滑车，所述前转接盘和后转接盘内壁均加工有对接槽,对接槽外壁上环向分布有若干螺栓孔,对接槽安装在薄壁圆筒的末端并通过内六角螺栓固定。本实用新型采用薄壁结构使其重量轻；前后的转接盘能够快速与产品定位对接；利用对接法兰，不但使其能够承受发射试验过程中的大冲击载荷，也使其结构简单容易加工。
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公开(公告)号：CN217275816U
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202220969772.6
申请日：2022-04-25
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: F41F3/04
Abstract: 本实用新型提供了一种斜切喷管发动机火箭发射装置，包括偶数个导柱；偶数个导柱的一端圆周且均匀垂直固接在底盘上，另一端外侧分别固定在间隙调节轮上，偶数个导柱两个为一组形成较小间距并与其他间隙调节轮形成较大间距，其中一个导柱的侧面与底座固接，底座固定在设备平台上。通过多个导柱之间的小间隙形成多个导轨，导轨能够在火箭发射时对其舵翼进行导向，保证火箭的推力不会发生偏心情况，而大间隙用来排出发动机喷出的火焰。本实用新型通过导柱为火箭舵翼提供导向，使火箭舵翼能够从火箭发动开始便对火箭进行导向，通过底盘上的调节孔和间隙调节轮，在安装导柱时能够根据火箭舵翼厚度而调整其间隙大小，使发射器能够适应多种火箭。
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公开(公告)号：CN216085541U
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202121688744.9
申请日：2021-07-23
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: H01R13/635
Abstract: 一种导弹脱落插头拔插装置，包括用于插接在导弹上脱落插座内的脱落插头、以及用于安装脱落插头的支座，还包括滑轨机构以及拉簧；滑轨机构的滑轨平行于X方向，滑轨沿X正向端为悬臂结构；所述支座可滑动安装在所述滑轨上；所述拉簧一端与所述支座连接、另一端连接在滑轨机构上；导弹发射前，所述支座位于所述滑轨上，所述拉簧处于拉伸蓄能状态；导弹发射后，所述支座跟随导弹沿X正方向滑动，支座沿滑轨滑动至末端后，支座在拉簧的作用下向下运动，脱落插头脱离导弹。本实用新型提供的导弹脱落插头拔插装置可以在导弹发射时拔出脱落插头，脱落过程平稳，可靠度高，同时具有结构简单、结构重量小及安装简便的特点。
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公开(公告)号：CN218822904U
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202223403131.3
申请日：2022-12-19
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 本实用新型提供了一种用于姿轨控发动机阀门推力测量结构，包括适配工装；所述适配工装与姿轨控发动机，适配工装通过柔性悬吊测力索悬挂在测力架上；所述柔性悬吊测力索包括柔性钢索，柔性钢索的一端设有吊耳，另一端依次设有转接件、调节螺柱、力传感器、吊耳，设有力传感器的一端的吊耳与适配工装连接。本实用新型通过多根柔性悬吊测力索实现了对姿轨控发动机的推力测量，解决了姿轨控发动机调节过程中变化推力的实时测量问题，达到了姿轨控发动机工作过程中推力多方向实时测量的目的和效果。
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公开(公告)号：CN215598231U
公开(公告)日：2022-01-21
申请号：CN202121690654.3
申请日：2021-07-23
Applicant: 江南机电设计研究所
Abstract: 一种发射式无人飞行器抓捕装置，包括舱体、设置在舱体内部的火药管、牵引块以及折叠后的抓捕网；所述牵引块通过牵引绳与抓捕网连接；所述牵引块设置在所述火药管上；火药管内部设置有火药、以及用于延时起爆火药的火药延时起爆器；所述舱体的外形为子弹形状。本实用新型中舱体采用子弹外形，减小了舱体飞行过程中的阻力，具有发射速度快、射程远的特点，同时抓捕网在与目标遭遇后才展开，暴露在空气中时间短，故能张开大面积的抓捕网，抓捕成功率高。
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