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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：CN116296422A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310215009.3
申请日：2023-03-06
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种适用固体发动机强干扰激励模拟测试系统，包括：高压气体发生腔体、模拟发动机腔体、爆破片装置以及测试系统；模拟发动机腔体与高压气体发生腔体相连接；爆破片装置设置在高压气体发生腔体和模拟发动机腔体之间，爆破片装置用于隔开高压气体发生腔体和模拟发动机腔体的腔体空间；测试系统设置在模拟发动机腔体上，测试系统用于测量试验中模拟发动机腔体内的压力振荡。本发明采用可燃气体模拟爆炸高温高压气体，不仅安全，而且压力精确可控。
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公开(公告)号：CN112960104B
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN202110275562.7
申请日：2021-03-15
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种降低飞行器天线罩热环境的防热涂层厚度构造方法及系统，包括：步骤S1：根据天线罩长度参数信息，确定天线罩凹腔长度，获取天线罩凹腔长度确定信息；步骤S2：根据天线罩凹腔长度确定信息，获取防热涂层与天线罩相对高度信息；步骤S3：根据防热涂层与天线罩相对高度信息，获取降低飞行器天线罩热环境的防热涂层厚度构造结果信息。本发明不用对天线和天线罩做任何改动的，保证了天线的性能；本发明只需要对天线罩周围的防热涂层厚度做进一步设计，保证飞行器整体性能，不需要增加任何风险，可靠性高。
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公开(公告)号：CN115595059A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211125795.X
申请日：2022-09-20
申请人： 哈尔滨工业大学(CN) , 上海机电工程研究所(CN)
IPC分类号： C09D183/04 , C09D5/18 , C09D7/61 , C09D7/63
摘要： 本发明提供一种绿色防火涂料的制备方法，涉及高分子涂料领域。该一种绿色防火涂料的制备方法，采用水溶性丙烯酸‑有机硅树脂为基体，硅酸盐为发泡剂、硅烷为防水剂、硅烷偶联剂为粘接促进剂，通过高速散分散机混合制成。解决了传统防火涂料存在有机VOC挥发，密度大、涂层透光率低的技术难题。
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公开(公告)号：CN113761653B
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202110950777.4
申请日：2021-08-18
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/13 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本发明提供了一种子母弹分离安全性评价方法及系统及子母弹分离仿真平台，包括：计算子母弹分离各个特征点的气动力系数；根据气动力系数构建子母弹分离变构型气动力响应面模型；构建子母弹分离过程中变构型变质量组合体多体动力学模型；通过多体动力学模型与气动力响应面模型耦合模拟方法，构建子母弹分离流固耦合动力学模型；对子母弹分离流固耦合动力学模型不同的初始边界条件进行仿真计算，获得子母弹分离过程的安全包络，对子母弹分离安全性进行动态评估，获得最优的子母弹分离初始边界条件。本发明解决了本领域对子母弹高速分离安全性评价和过程控制的技术难题；为制定有利于提高子母弹高速分离安全性的技术措施提供量化的设计依据。
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公开(公告)号：CN113799403A
公开(公告)日：2021-12-17
申请号：CN202110950781.0
申请日：2021-08-18
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了多功能材料粘接复合技术领域的一种粘接方法及保护罩，包括泡沫铝层和工程塑料保护罩，使用橡胶材料作为泡沫铝层与工程塑料保护罩粘接过渡层材料的粘接方法，对泡沫铝层的粘接界面硫化成型一层橡胶过渡层；橡胶过渡层上设有第一粘接面，对泡沫铝层上橡胶过渡层的四周以及第一粘接面进行修整；对工程塑料保护罩上的第二粘接面进行物理和机械处理，将处理好的工程塑料保护罩安装固定在粘接用工装中；将第二粘接面与第一粘接面对正设置；待泡沫铝层与工程塑料保护罩相互粘接后，将工装压板置于泡沫铝层的上端面，工装压板均匀受压；取出泡沫铝层与工程塑料保护罩的固化产品。本发明使得泡沫铝层与工程塑料保护罩能够可靠粘接。
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公开(公告)号：CN113761653A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110950777.4
申请日：2021-08-18
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/13 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本发明提供了一种子母弹分离安全性评价方法及系统及子母弹分离仿真平台，包括：计算子母弹分离各个特征点的气动力系数；根据气动力系数构建子母弹分离变构型气动力响应面模型；构建子母弹分离过程中变构型变质量组合体多体动力学模型；通过多体动力学模型与气动力响应面模型耦合模拟方法，构建子母弹分离流固耦合动力学模型；对子母弹分离流固耦合动力学模型不同的初始边界条件进行仿真计算，获得子母弹分离过程的安全包络，对子母弹分离安全性进行动态评估，获得最优的子母弹分离初始边界条件。本发明解决了本领域对子母弹高速分离安全性评价和过程控制的技术难题；为制定有利于提高子母弹高速分离安全性的技术措施提供量化的设计依据。
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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
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 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。
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公开(公告)号：CN114646444B
公开(公告)日：2023-09-26
申请号：CN202210211579.0
申请日：2022-03-04
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种变质量振动试验装置，包括：振动激励系统、变质量系统以及牵引系统；振动激励系统包括：振动台和试验工装，试验工装水平设置，振动台的顶部与试验工装的底部紧固连接；变质量系统包括：固定质量块和滑动质量块，固定质量块和滑动质量块沿主振方向依次设置；固定质量块与试验工装的顶部紧固连接，滑动质量块与试验工装的顶部滑动配合，滑动质量块沿主振方向做往返运动；固定质量块靠近滑动质量块的一侧设置有电磁铁，电磁铁与滑动质量块磁吸配合；牵引系统与滑动质量块远离固定质量块的一侧紧固连接。本发明有助于实现对变质量结构的振动环境模拟，有助于开展多次分离的变质量试验，从而有助于提高使用的扩展性。
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公开(公告)号：CN113418670B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202110730452.5
申请日：2021-06-29
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种振动弹射分离试验系统，包括振动模块、分离模块、限位模块以及回收模块；所述振动模块包括振动台、液压球头以及振动工装；所述分离模块安装在振动工装内，且所述分离模块包括分离装置、导轨、弹射器以及飞行器；所述限位模块包括立柱和柔性连接装置；所述回收模块包括回收装置和阻拦沙堆。本发明提供了一种振动弹射分离试验系统,其操作方便,可以安全、可靠地对飞行器进行在振动环境下的弹射分离试验,试验成本低,充分满足振动弹射分离试验的要求,可较真实地模拟飞行器在空中振动环境下的弹射分离过程,对飞行器分离装置的地面设计验证具有重要的工程价值。
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