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公开(公告)号：CN118548749A
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202410715922.4
申请日：2024-06-04
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： F41F1/00
摘要： 本发明提供了一种涉及导弹发射筒零部件领域的尾推式发射筒柔性固弹与解锁装置，包括：连杆、横向拉杆、钢丝绳以及套筒组件，横向拉杆两端分别连接连杆，连杆连接钢丝绳的一端，钢丝绳另一端连接套筒组件；钢丝绳通过所以横向拉杆平衡拉力，当钢丝绳通过燃气内压对弹体形成的加速度过载进行拉断时，所以横向拉杆使钢丝绳分别与连杆两端脱离，实现钢丝绳同时解锁。本发明使用钢丝绳作为解锁工具，通过燃气内压对弹体形成的加速度过载将钢丝绳拉断瞬间解锁；配合横向拉杆的使用，实现同时解锁；通过连接装置实现燃气密封作用，无需使用额外的燃气密封装置。
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公开(公告)号：CN116697044A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310465843.8
申请日：2023-04-26
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种针对分离面气动加热的热密封结构及飞行器，包括：密封结构、活塞式排气结构以及内部隔热结构；飞行器防热层背向飞行器外部大气一侧为飞行器内部，分离装置一端安装在所述飞行器防热层内，另一端安装在所述飞行器内部中；所述分离装置和所述飞行器防热层之间设置密封结构，所述分离装置和所述飞行器内部之间设置内部隔热结构，所述分离装置朝向所述飞行器外部大气一端设置活塞式排气结构。本发明通过封结构、活塞式排气结构以及内部隔热结构不仅能够避免气动热直接从分离面外部直接流入飞行器内部，而且能将内部压力逐步释放到达与气动热平衡，解决了整流罩分离后飞行器继续长航时飞行的热流问题。
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公开(公告)号：CN107194025B
公开(公告)日：2020-12-22
申请号：CN201710241121.9
申请日：2017-04-13
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F111/06
摘要： 本发明公开了一种基于橡胶结构的动密封装置及其设计方法，该动密封装置主要为密封盒，所述密封盒包括金属壳体、压缩橡胶块、钢丝绳、螺丝，金属壳体与螺丝连接，金属壳体通过螺丝与压缩橡胶块连接，钢丝绳穿过金属壳体和压缩橡胶块之间；所述密封盒适用于有燃气发生器的发射筒，所述发射筒包括上腔体、下腔体、活塞尾座、密封盒、燃气发生器、内筒，上腔体、下腔体都与活塞尾座相连，上腔体、下腔体都与密封盒两端相连，密封盒位于活塞尾座内部，下腔体内部设有燃气发生器，上腔体、下腔体、活塞尾座都与内筒相连；本发明在理论与数值计算下，密封盒设计一次性成功，不但节约了研制成本，还大大加快了研制进度。
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公开(公告)号：CN110749233A
公开(公告)日：2020-02-04
申请号：CN201911033251.9
申请日：2019-10-28
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种蜂窝结构适配器及制造方法，包括：本体(1)与定位分离机构(2)；所述定位分离机构(2)安装在本体(1)上；所述本体(1)包括：蜂窝增强体、弹性层以及减摩层；所述蜂窝增强体、弹性层以及减摩层复合连接。所述蜂窝增强体由蜂窝增强体面板与蜂窝芯体复合而成；所述弹性层为硅橡胶制成的波纹空心板。本发明采用高轻量的蜂窝夹芯结构作为主体，单位体积质量是现有适配器的1/3,大幅降低坠落冲击动能，基本可以避免对相邻发射箱、地面装备的损伤。
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公开(公告)号：CN106225570A
公开(公告)日：2016-12-14
申请号：CN201610687132.5
申请日：2016-08-18
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： F41F7/00
摘要： 本发明涉及一种连接器自适应插合装置，实现导弹与发射箱之间的自动连接和分离，包含：四连杆机构，通过安装底座固定设置在发射箱上；连动机构，连接设置在四连杆机构与导弹之间；插头，固定设置在所述的四连杆机构上；插座，固定设置在所述的导弹上，且该插座的位置与插头的位置相对应；在导弹装填或发射时，通过连动机构带动四连杆机构上的插头与设置在导弹上的插座自适应插合或自动分离。本发明能在不利用任何外力，而仅依靠导弹自身运动提供动力的情况下，自适应的完成导弹与发射箱的插合或分离，结构简单，具有高可靠性。
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公开(公告)号：CN116873191A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310848938.8
申请日：2023-07-11
申请人： 上海机电工程研究所
IPC分类号： B64C9/00
摘要： 本发明提供了一种质心可调的防颤振空气舵及制造方法，将第一质量的配重块铆接固定在空气舵的骨架上的气动压心之前的位置处；对空气舵的舵面进行强度分析和颤振分析，得出当前舵面的强度余量和颤振余量；若余量充足，则降低配重块的质量为第二质量以降低舵面的重量，再进行强度分析和颤振分析，直到强度余量和颤振余量能达到设计要求；若余量不足，则增加配重块的质量为第三质量以增加舵面的重量，再进行强度分析和颤振分析，直到强度余量和颤振余量能达到设计要求。本发明在保证空气舵具有足够的热强度前提下，合理调整舵面质心位置来改善气动弹性，避免颤振问题的发生。
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公开(公告)号：CN116734668A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202310572964.2
申请日：2023-05-19
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种导弹适配器，包括适配器本体和弹簧机构，所述弹簧机构固定在适配器本体上；所述弹簧机构包括圆形板弹簧，所述圆形板弹簧的一端固定在适配器本体上，所述圆形板弹簧的另一端斜向上延伸至适配器本体的上方；所述圆形板弹簧包括两组，两组所述圆形板弹簧分别固定在适配器质心的两侧，两组所述圆形板弹簧均呈压缩状态。本发明通过采用圆形板弹簧替换普通弹簧，适配器以圆形板弹簧为动力，增大了适配器的分离力，保证了适配器初始分离速度，降低了适配器分离后砸在车载设备的风险；通过采用双弹簧受力点，保证了适配器平稳的分离运动姿态，解决了适配器分离运动持续翻转的难题。
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公开(公告)号：CN114715378A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210257864.6
申请日：2022-03-14
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了飞行器的气动热防护技术领域一种抗烧蚀与耐高温的复合材料防护罩，包括耐烧蚀端头、抗烧蚀隔热涂层、固定分离机构以及承载结构；耐烧蚀端头固定设置在防护罩上，抗烧蚀隔热涂层固定设置在防护罩上，固定分离机构固定设置在防护罩上，承载结构固定设置在防护罩上。本发明通过设置采用碳纤维增强树脂基复合材料的承载结构，在相同力学结构要求下，防护罩的质量大幅下降，可以减少飞行器结构的消极重量。通过设置采用石英纤维增强树脂基复合材料的耐烧蚀端头位于防护罩前端，可以承受高温热气流冲刷。通过设置采用硅胶基轻质的抗烧蚀隔热涂层，在耐烧蚀、抗冲刷环境下，具有较好的韧性，能够抵御短时、高热流气流冲刷。
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