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[发明专利]一种用于高空高速环境的微纳减阻结构-CN202011505408.6有效
发明人：许泉;张迪;傅建明;徐胜利;王波兰;莫麟;许斌;刘广;许自然;任智毅;康海峰;陈晶华;刘国刚 -专利权人：上海机电工程研究所;上海神箭机电工程有限责任公司
申请日： 2020-12-18 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：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。
一种用于高空高速环境微纳减阻结构

[发明专利]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-CN202110275562.7有效
发明人：李煜;窦怡彬;刘广;李宗阳;刘陆广;任智毅;康海峰;程广益;陆云超;张晓宏 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2021-03-15 - 公布日： 2023-03-17 - 主分类号： B64C1/36 文献下载
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。
降低飞行器天线罩环境防热涂层厚度构造方法系统

[发明专利]飞行器锥形舱体一体化设备安装口盖及安装方法-CN202110290389.8有效
发明人：华洲;邹仁珍;李亦民;任智毅;刘广 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2021-03-18 - 公布日： 2022-12-13 - 主分类号： B64C1/14 文献下载
摘要：本发明提供了一种飞行器锥形舱体一体化设备安装口盖及安装方法，包括锥形舱体和口盖盖板，所述锥形舱体的内侧安装有用于安装电气接插件等设备的口盖埋头，所述口盖盖板可拆卸固定安装在口盖埋头的外侧，且所述口盖埋头和口盖盖板之间设置有密封件。通过口盖盖板、口盖埋头以及锥形舱体的高度集成化装配，在锥形舱体上的安装匹配性良好，设备安装空间充足，生产工艺简便，且通过防热层和金属层结合的形式，兼顾结构和防热需求，有助于保持飞行器的气动外形，且通过口盖密封垫、密封胶和防热腻子，有助于实现有效密封，且拆装方便。
飞行器锥形一体化设备安装口盖方法

[发明专利]偏心抱箍结构及其安装方式-CN202010207953.0有效
发明人：李亦民;邹仁珍;华洲;张晓宏;任智毅;史志中 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2020-03-23 - 公布日： 2022-09-13 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种偏心抱箍结构及其安装方式，其中结构部分利用所述偏心抱箍结构能够将战斗部设置在舱体中，所述偏心抱箍结构通过连接件与舱体相连接；所述战斗部的形状结构与偏心抱箍结构相匹配，从而使得所述战斗部能够通过偏心抱箍结构设置在舱体内的指定位置；在偏心抱箍结构作用下，设置在舱体内的战斗部轴线与舱体轴线不重合。本发明提供一种偏心抱箍结构，使战斗部能够偏心地安装到舱体内，给体积较大的弹上设备安装留出空间。由于采用偏心抱箍结构，使得战斗部在舱内偏心安装，使得导弹重心不在弹体轴线上，在飞行过程中可以抑制弹体滚转，提高了飞行的稳定性。
偏心结构及其安装方式

[发明专利]一种热物性参数辨识结果置信区间估计方法及系统-CN202110522174.4有效
发明人：窦怡彬;李煜;陆云超;李宗阳;刘陆广;任智毅 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2021-05-13 - 公布日： 2022-09-13 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提供一种热物性参数辨识结果置信区间估计方法及系统，涉及结构热防护设计中的材料热物性参数辨识技术领域，包括：步骤S1：建立结构热传导计算模型；步骤S2：优化得到热物性参数pbest和最优卡方函数χ(pbest)；步骤S3：给定热物性参数置信度pc和增量步长dp，迭代计算直到F分布函数的连续分布函数值pcdfpc；步骤S4：计算相应的置信区间上限使得pcdf＝pc；步骤S5：计算置信区间下限步骤S6：遍历所有待辨识热物性参数，重复步骤S3～步骤S5，得到热物性参数辨识结果的置信区间；步骤S7：开展热防护设计温度响应计算。本发明能够对于不服从正态分布的热物性参数估计其置信区间，置信度更高，估计出的置信区间能体现出辨识参数不确定度的非线性程度。
一种物性参数辨识结果置信区间估计方法系统

[发明专利]一种耐烧蚀防掉粉气凝胶基复合材料及其制备方法-CN202110340539.1有效
发明人：龙东辉;夏书海;张亚运;牛波;罗艺;任智毅;窦怡彬;刘陆广;许斌 -专利权人：华东理工大学
申请日： 2021-03-30 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： C04B30/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种耐烧蚀防掉粉气凝胶基复合材料及其制备方法，该复合材料包括多孔有机硅气凝胶、柔性纤维毡和陶瓷增强体，其制备方法包括以下步骤：(1)有机硅前驱体的制备；(2)预制体的制备：将柔性纤维毡置于模具中，将有机硅前驱体溶液完全浸入到模具中，密封后进行溶胶‑凝胶；(3)常压干燥；(4)二次浸渍：将预制体浸渍在有机陶瓷前驱体溶液中；(5)固化‑干燥：对浸渍过的预制体进行固化‑干燥，形成增强层，得到耐烧蚀防掉粉气凝胶基复合材料。与现有技术相比，本发明具有适用于在高温、高压、中高热流环境中的低密度、耐烧蚀、防掉粉、长效隔热一体化等优点。
一种耐烧蚀防掉粉气凝胶复合材料及其制备方法

[发明专利]一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构-CN202110235730.X有效
发明人：李宗阳;许自然;涂静;江玉刚;李煜;任智毅;窦怡彬;程广益;陆云超 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2021-03-03 - 公布日： 2022-07-26 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，包括：石英纤维套管、高温密封腻子、T型高温合金压板、舱体、进气道、预制气凝胶隔热体和复材防热套；所述舱体下侧安装所述复材防热套，所述舱体上侧安装所述进气道，所述进气道连接所述复材防热套，所述舱体和所述进气道之间安置所述预制气凝胶隔热体，所述T型高温合金压板紧贴所述进气道和所述复材防热套，所述T型高温合金压板和所述进气道之间安装所述石英纤维套管，所述T型高温合金压板、所述进气道和所述复材防热套之间填充所述高温密封腻子。本发明结构简单、工艺实现性强、加工周期短，适用于飞行器进气道与舱体轴向连接处的缝隙热密封。
一种飞行器进气道轴向安装区域密封结构

[发明专利]一种导弹折叠舵自锁系统-CN202111385899.X在审
发明人：李宗阳;许自然;任智毅;窦怡彬;李煜;陆云超;刘陆广;程广益;涂静;江玉刚 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2021-11-22 - 公布日： 2022-03-18 - 主分类号： F42B10/64 文献下载
摘要：本发明涉及导弹装备技术领域内的一种导弹折叠舵自锁系统，包括内舵、外舵、驱动机构以及锁销机构；外舵设有锁孔，锁销机构包括第一锁杆、第二锁杆、扭簧和锁销套筒，锁销套筒固定于内舵上，扭簧套接于锁销套筒内，第一锁杆与第二锁杆分别自扭簧的两端插入并预压扭簧；内舵与外舵通过驱动机构驱动连接，驱动机构驱动外舵相对内舵展开过程中，扭簧推动第一锁杆与第二锁杆轴向分离，外舵与内舵展开到位后，第一锁杆端头的部分和第二锁杆端头的部分分别嵌入锁孔内，第一锁杆的端头以及第二锁杆的端头分别用于阻止内舵与外舵发生径向转动。本发明结构简单，工艺实用性强，加工周期段，适用于长时间在高温环境下工作的导弹折叠舵。
一种导弹折叠系统

[发明专利]粘接方法及保护罩-CN202110950781.0在审
发明人：安庆升;邹仁珍;许自然;华洲;李亦民;刘陆广;曹鲁光;任智毅;刘宏成;刘国刚 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2021-08-18 - 公布日： 2021-12-17 - 主分类号： B29C65/52 文献下载
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。
方法护罩

[发明专利]单侧提拉发射系统流固耦合动力学仿真方法-CN201810950035.X有效
发明人：刘广;武秋生;尚宇晴;许泉;任智毅;张晓宏;华洲;樊浩;陆敏;高方君 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2018-08-20 - 公布日： 2021-08-17 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：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。
单侧提拉发射系统耦合动力学仿真方法

[发明专利]紧凑式弹翼缩展机构及导弹-CN201811496609.7有效
发明人：许泉;傅建明;张璐璐;刘广;邹仁珍;梁伟;唐海敏;李欣益;张晓宏;任智毅;伍彬 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2018-12-07 - 公布日： 2021-06-08 - 主分类号： F42B10/14 文献下载
摘要：本发明提供了一种紧凑式弹翼缩展机构及导弹，能够增加战术导弹导弹射程，扩展作战空域，增大可用过载，提高机动能力，节约外部空间，便于内埋挂载。本发明公开了紧凑式弹翼缩展机构，其主要特征为：伸缩翼、连杆、活塞套筒、活塞杆、轴、支架、弹簧、推盘、启爆器、止动销钉、挡块等组成。采用紧凑式弹翼缩展机构可以在展向尺寸有限的条件下实现同时兼顾满足弹射发射安全性和末端大机动性的不同要求。
紧凑式弹翼缩展机构导弹

[发明专利]一种伸缩翼与飞行器舱体间的动密封机构-CN202011505603.9在审
发明人：许泉;徐胜利;张迪;王波兰;傅建明;莫麟;赵宏宇;梁伟;刘广;任智毅;唐晓峰;陈晶华;刘国刚 -专利权人：上海机电工程研究所;上海神箭机电工程有限责任公司
申请日： 2020-12-18 - 公布日： 2021-03-30 - 主分类号： B64C1/26 文献下载
摘要：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。
一种伸缩飞行器舱体间密封机构

[发明专利]适用于空气舵与舵机系统连接的结构-CN202010399334.6在审
发明人：张晓宏;邵庆;任智毅;夏鹏;程广益;陈寅玺;樊浩;许斌;宋波涛 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2020-05-12 - 公布日： 2020-09-15 - 主分类号： F42B10/60 文献下载
摘要：本发明提供了一种适用于空气舵与舵机系统连接的结构，包括舵轴、轴套以及连接件，所述舵轴安装在空气舵上，所述轴套安装在舵机上，所述舵轴通过连接件安装在轴套上，所述轴套内部还设置有第二容纳空间，所述第二容纳空间的一侧与外部连通，所述第二容纳空间的另一侧与第一容纳空间相连通，所述连接件匹配安装在第二容纳空间中并延伸到第一容纳空间与安装柄连接，本发明采用舵轴通过连接件安装在轴套上的结构既减轻了导弹的质量，结构紧凑，又减少了导弹飞行的阻力，装配简单，增加了空气舵与舵机的连接强度，能够承受更大的弯矩、扭矩和剪力能力，能够满足空气舵气动力的承载要求。
适用于空气舵机系统连接结构

[发明专利]防空导弹模态计算标准化工具开发方法-CN201610941075.9有效
发明人：刘广;杨积东;许斌;庄国平;苗晓婷;许泉;任智毅;武秋生;梅星磊 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2016-10-25 - 公布日： 2020-07-14 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开了一种防空导弹模态计算标准化工具开发方法，包括如下步骤：模态计算流程设计、模态计算流程集成、模态计算流程共享发布、模态计算流程模板型号应用。本发明通过梳理防空导弹全弹模态计算数字化流程，基于仿真数据管理平台构建防空导弹全弹模态计算自动化流程工具，实现模态计算过程规范化、模板化、知识化，提高导弹设计效率和水平，该项工作可以与标准化、产品化、质量提升工程等业务融合发展。
防空导弹计算标准化工具开发方法

[发明专利]复合材料结构的空气舵-CN201810854422.3有效
发明人：林楠;张凤岗;冯康军;许斌;张晓宏;安庆升;任智毅;夏津;武秋生;刘广 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2018-07-30 - 公布日： 2020-04-24 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种复合材料结构的空气舵，包括舵面(1)、舵轴(2)，所述舵面(1)与舵轴(2)通过紧固件(3)连接；其中，所述舵面(1)包括前缘(4)、舵芯、防热套(8)，所述舵芯包括过渡结构、主体结构(7)，所述过渡结构包括过渡条(5)、中间体(6)；前缘(4)、过渡条(5)、中间体(6)、主体结构(7)依次连接，舵面(1)通过主体结构(7)连接舵轴(2)，其中，中间体(6)、主体结构(7)外部包覆防热套(8)，前缘(4)、过渡条(5)、防热套(8)共同组成空气舵的气动外形。本发明结构合理、采用了多种低密度复合材料，保证了高速大热流飞行条件下空气舵的结构完整性和可靠性。
复合材料结构空气

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