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

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 华一畅 ,  张晓宏 ,  刘陆广 ,  张兴勇 ,  王若尧 ,  徐鄂严 ,  孙文钊 ,  高帆 ,  张迪

IPC: G01M15/14 ,  G01M15/02

Abstract: 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。

公开(公告)号：CN118347358A

公开(公告)日：2024-07-16

申请号：CN202410555339.1

申请日：2024-05-07

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 丁星 ,  孙文钊 ,  王若尧 ,  郝予琛 ,  字贵才 ,  许自然 ,  李军政 ,  毕鹏

IPC: F42B15/00

Abstract: 本发明提供了一种快拆导弹检测口盖及导弹支撑结构。快拆导弹检测口盖，快拆导弹检测口盖包括安装盖板、螺钉、波珠螺丝；螺钉安装在安装盖板上，螺钉上设置有螺钉螺纹段，螺钉螺纹段与导弹安装支架或导弹螺纹连接；盖板上设置有盖板螺纹段，螺钉螺纹段与盖板螺纹段能够相互匹配；安装盖板上设置有螺纹孔，波珠螺丝安装于螺纹孔内部，波珠螺丝的两端分别与安装盖板、外界导弹安装支架相接触。本发明通过波珠螺丝的设计，在拆卸检测口盖时，能够将安装盖板顶起，无需采用专用工具翘边，并且本发明通过螺钉螺纹段与盖板螺纹段能够相互匹配的设计，省略了现有技术中的卡扣，避免了卡扣的损坏与经常更换，提高了拆卸效率。

公开(公告)号：CN116252965A

公开(公告)日：2023-06-13

申请号：CN202310146714.2

申请日：2023-02-21

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 华一畅 ,  张晓宏 ,  刘陆广 ,  张兴勇 ,  王若尧 ,  徐鄂严 ,  华洲 ,  丁星 ,  高帆 ,  张迪

IPC: B64G1/22 ,  B64G1/64

Abstract: 本发明提供了缓冲结构技术领域一种级间分离爆炸螺栓缓冲盒组合结构及航天器，包括底板和缓冲盒，缓冲盒位于底板一侧。缓冲盒内壁上焊接有耳片，耳片根部上设置有应力槽，螺母侧面与缓冲盒内壁之间设置有锥度。缓冲盒内设置有缓冲蜂窝，缓冲蜂窝上设置有上盖板，上盖板中心开孔设置有圆形缺口。本发明通过底板与缓冲盒采用整体铸造的方式一体化结构设置，方便舱内其他大型设备的安装。通过采用耳片焊接在缓冲盒内壁上为螺母的安装提供支撑，利用耳片根部应力槽断裂对冲击进行额外的缓冲，提高了整体缓冲性能。通过圆形缺口卡住爆炸螺栓冲击解锁后的螺杆，避免螺杆从缓冲盒安装孔中弹出，防止发生凸出舱体的风险。

公开(公告)号：CN116513502A

公开(公告)日：2023-08-01

申请号：CN202310410285.5

申请日：2023-04-17

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 吴烁 ,  许泉 ,  查颖 ,  刘思禹 ,  王若尧 ,  华洲 ,  钟永健 ,  李勇

IPC: B64G1/64

Abstract: 本发明提供了一种燃气舵面连接结构及飞行器燃气舵面解锁分离方法。所述燃气舵面连接结构，包括燃气舵面本体、支座、弹性件以及传动轴；燃气舵面本体上设置有卡齿结构与第一凸台结构；支座上设置有卡槽结构及中央容纳空间，所述传动轴的一端连接有第二凸台结构；传动轴的另一端用于连接外界驱动电机；所述燃气舵面连接结构具有初始状态与解锁状态。本发明通过采用卡槽结构与卡齿结构的配合，结合燃气舵面的旋转与弹性件的弹力，即可实现燃气舵面的分离，本发明结构简单，且不采用任何火工或烧蚀技术，不需要设计复杂火工线路的同时也能够通过控制传动轴的旋转时间与速度，准确的控制燃气舵面本体的分离时间。

公开(公告)号：CN113624074A

公开(公告)日：2021-11-09

申请号：CN202110826597.5

申请日：2021-07-21

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 吴烁 ,  张晓宏 ,  王若尧 ,  刘广 ,  许斌 ,  刘伟 ,  张迪

IPC: F42B10/14

Abstract: 本发明提供了导弹折叠舵技术领域中一种导弹折叠舵锁定解锁装置，包括弹体、锁紧机构以及舵支座，所述舵支座转动设置在所述弹体上，所述舵支座上转动设置舵面，所述锁紧机构固定设置在所述弹体上；所述舵面处于锁定状态时，所述舵面未与所述舵支座连接的一侧卡扣设置在所述锁紧机构中；所述舵面处于展开状态时，所述舵面通过舵支座的转动而脱离所述锁紧机构设置。本发明通过锁紧机构将限制初始状态下舵面的转动，使得折叠舵在简单的结构约束下实现折叠与展开，实现折叠舵主动解锁及单发导弹发射空间小型化。

公开(公告)号：CN118602867A

公开(公告)日：2024-09-06

申请号：CN202410871396.0

申请日：2024-07-01

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 吴烁 ,  王若尧 ,  沈奕哲 ,  张超飞 ,  祝雯生 ,  曾清香 ,  华洲 ,  梁强 ,  毕鹏

IPC: F42B10/20

Abstract: 本发明提供了一种涉及导弹总体设计领域的导弹折叠舵锁定解锁装置及其解锁方法，包括折叠舵、弹身以及锁紧结构，多个折叠舵周向分布于弹身上，且折叠舵通过对应的锁紧结构实现舵面锁紧折叠，折叠舵通过发动机工作实现舵面解锁展开；锁紧结构包括锁钩和锁紧带，锁钩一端周向分布于弹身上，锁钩另一端的下端套接有锁紧带，锁紧带保证锁钩处于当前角度，锁钩另一端压紧折叠舵保证其锁定状态。本发明在弹体结构上增加舵面锁紧结构，初始状态导弹折叠舵折叠通过锁紧结构限制舵面展开；锁紧带被烧蚀后，锁钩在扭簧的作用下绕转轴转动，锁钩与舵面脱离实现折叠舵解锁；使导弹折叠舵实现可靠解锁及单发导弹发射空间小型化，设计方法简单有效。

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

Inventor： 吴煜 ,  窦怡彬 ,  许萍 ,  周典 ,  王若尧 ,  张晓宏 ,  许斌 ,  李欣益 ,  管再升 ,  雷明兵

IPC: B64C9/00 ,  B64C9/02

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。

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

Inventor： 武秋生 ,  赵志鹏 ,  赵起超 ,  王若尧 ,  吴凡 ,  许斌 ,  孙立东

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。