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公开(公告)号：CN104266541A
公开(公告)日：2015-01-07
申请号：CN201410520346.4
申请日：2014-09-30
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明一种具有新型气路系统的气动发射器，包括炮管、气室、控制装置、高压气瓶及弹丸，控制装置包括连接炮管与气室的气动快开阀、安装在气动快开阀上的三通、安装在三通上的发射阀及减压阀，高压气瓶上安装有充气阀，充气阀通过软管与减压阀相连，高压气瓶向气室充气时，气动快开阀和发射阀处于关闭状态，充气阀打开后高压气瓶中的高压气体进入气室，当气动快开阀中的压力达到预定压力时，减压阀自动关闭，发射时先关闭充气阀再打开发射阀，气动快开阀内的高压气体快速释放掉，阀芯在气室压力驱动下快速打开，气室内的高压气体通过阀口迅速进入炮管并驱动弹丸发射，该发射器结构简单、气压可控、发射距离可调、发射载荷较大、发射效率较高。
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公开(公告)号：CN114779805B
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202210314186.2
申请日：2022-03-28
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G05D1/46
Abstract: 本发明涉及一种飞行器航路参考点自适应选择方法，属于飞行器技术领域，通过一种航路参考点自适应选择机制，根据飞行器速度和航迹跟踪误差自适应调整航路参考点距离，使得导航控制系统在大的飞行速度和航迹跟踪误差范围内具有较好的航路跟踪效果。本发明在飞行器非线性导航控制律中引入航路参考点自适应选择机制，避免了飞行器速度变化可能造成导航指令过大或者过小的问题，可确保飞行器在大的飞行速度范围内实现对参考航路的精确跟踪。
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公开(公告)号：CN117494609A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311536504.0
申请日：2023-11-17
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/12 , G06F111/20 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了基于重力影响的破片交会分析方法，涉及计算机技术领域，包括S1构建地面坐标系；S2获取破片和目标面元模型的相关信息；S3分析破片飞行轨迹；S4离散化飞行轨迹为多个线段；S5分析交会结果；S6遍历所有破片，并输出交会情况；将破片的真实飞行轨迹进行离散化处理，分成多个线段，通过线段与目标面元相交计算得到破片在目标面元模型上的命中点。如果直接求解其计算相较于传统射击迹线方法会成倍增长，为了减少无效线段与面元的相交计算，通过引入过滤器的方式，将大量的无效线段与面元交会计算工况剔除，保留少部分可能相交工况，最终计算得到目标命中点信息。为毁伤评估提供高效计算支撑。
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公开(公告)号：CN117146811A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311144699.4
申请日：2023-09-06
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了用于飞行器上控制与制导的导航定位装置及定位方法，涉及飞行器控制领域，装置包括MEMS惯性组件、GNSS接收机、DSP处理器、供电电路和接口电路，方法包括S1采集飞行器的传感器数据，接收飞行器的定位数据；S2、对传感器数据进行温度补偿和自适应滤波处理，得到处理数据；S3、根据处理数据分析飞行器的工况状态；S4、对处理数据和飞行器的定位数据进行Kalman组合导航滤波，获得飞行器的导航定位信息；基于传感器数字信号数据的实时采集与温度补偿技术、自适应数字滤波技术、动态工况识别与组合导航滤波器参数集预装订技术，提高各类恶劣工况下控制与制导组件的导航定位单元输出导航定位数据的精度。
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公开(公告)号：CN117128813A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311121257.8
申请日：2023-09-01
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了基于激光半主动捷联制导的中末段交接导引方法，涉及飞行器控制领域，包括S1根据导引头输出的俯仰失调角和方位失调角，让目标快速进入导引头视场的线性区内；S2计算惯性空间中的弹目视线角，并记录初始弹目视线角的初值，视线角包括高低角和方位角；S3采用数字滤波算法对弹目视线角进行滤波，获得弹目视线角速率，滤波器初值设置为弹目视线角的初值，加速滤波器收敛；S4生成制导指令；S5采用线性过渡方法完成中末段、L1制导段和PN制导段的平滑过渡；通过本方法保证导弹在中末段交接制导指令的平滑过渡，为末制导段对目标的精确打击提供保障，保证导弹精确命中目标，基于激光半主动捷联制导的中末段交接导引算法设计是至关重要的。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112287526B
公开(公告)日：2022-11-29
申请号：CN202011104847.6
申请日：2020-10-15
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种跑道打击最优方案的设计方法，包括，选择弹药，设置跑道截断概率阈值和飞机最小起降的长度、宽度，飞机的最小起降跑道为最小滑跑矩形；瞄准点循环，根据跑道长度和最小滑跑矩形长度计算最少瞄准点数，设置最大瞄准点数；瞄准点弹药量循环，设置单个瞄准点最大弹药量，瞄准点弹药量累加；仿真次数循环，根据弹药的命中精度对每个弹药的落点进行抽样，得到每个弹药的实际落点位置，即弹坑位置；设置最大仿真次数，仿真次数累加；获得最优打击方案，仿真终止。通过本发明可以实现在已知弹药命中精度和毁伤半径的前提下，该方法通过建立精确的数学模型，可计算给出不同弹药的最优打击方案。
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公开(公告)号：CN106949327B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN201710311801.3
申请日：2017-05-05
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: F16L27/08
Abstract: 本发明公开了一种非接触式气动旋转接头，包括中心轴、前轴承、后轴承、外壳和浮动环，浮动环通过自身的中心通孔套装于中心轴外且同时套装于外壳的中心通孔内，浮动环的两端分别位于前轴承和后轴承的内侧，浮动环的前段外周和后段外周与外壳的内壁之间分别设有“O”形密封圈，外壳的中段设有径向穿通的外壳进气孔，浮动环的中段设有径向穿通的浮动环通气孔，中心轴上设有径向穿通的中心轴进气孔，中心轴内设有轴向的中心输气孔。本发明通过设计气浮结构，将传输介质从径向和轴向引入密封间隙，并在中心轴和浮动环之间形成气膜，同时利用气膜的静压和动压效应，使得气膜在不同转速下均具有较高的承载力，旋转接头的工作转速和使用寿命显著提高。
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公开(公告)号：CN114234734A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111597503.8
申请日：2021-12-24
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种微小型导弹气动布局，包括卵形头部、鸭舵、旋转尾翼组件；卵形头部安装在弹体头部；鸭舵安装在弹体上并靠近卵形头部设置；旋转尾翼组件可转动的安装在弹体尾端；导弹采用本发明公开的微小型导弹气动布局，可提供较高机动性能，最大法向过载有3g～5g；本发明可以避免在发动机喷管周围布置舵机，摆脱了对大扭矩舵机的依赖，解决微小型导弹设计中所面临严苛的尺寸约束；采用旋转尾翼的设计方案，尾翼可绕弹轴旋转，解决了鸭舵洗流引起的控制反效问题；采用卵形头部和船型尾部均能较大程度减小导弹飞行阻力，增大升阻比。
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公开(公告)号：CN106949190A
公开(公告)日：2017-07-14
申请号：CN201710389066.8
申请日：2017-05-27
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: F16F15/129 , F16J15/34
CPC classification number: F16J15/3476 , F16F15/129
Abstract: 本发明公开了一种浮动环式阻尼密封装置，用于密封旋转轴，包括挡环、弹性圈和浮动环，浮动环通过自身的浮动环通孔套装在旋转轴外，浮动环的内表面与旋转轴的外表面之间为间隙配合，浮动环的外表面设有环形凹槽，弹性圈置于环形凹槽内，挡环通过自身的挡环通孔套装于旋转轴外其通过自身外侧的外环将浮动环包围在内，挡环的外环内壁压住弹性圈，浮动环上设有径向且两端均开口的节流孔，多个节流孔沿圆周方向均匀分布于浮动环上。本发明采用动压和静压混合式承载原理，流体膜承载力大，可以避免低速运行时浮动环和旋转轴摩擦磨损，具有运行工作转速高、泄漏量小、寿命长、减震效果好的优点。
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公开(公告)号：CN105115357B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201510564619.X
申请日：2015-09-08
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明公开了一种便携式多用途气动发射器，包括炮管、气室和高压气瓶，以炮管的出口方向为前方，气室的开口端分别与高压气瓶和炮管的后部对应连接，炮管的后段设有气流通孔，炮管的后端安装有挡圈，炮管的后段通过连接套筒与气室的开口端密封连接，连接套筒与挡圈之间安装有阀芯，阀芯套装于炮管外且能够在炮管上滑动；气室的内腔中，位于阀芯后方的腔体形成主气腔，位于阀芯前方且位于连接套筒后方的腔体形成副气腔；连接套筒上安装有发射阀，高压气瓶的出口通过快速接头与连接套筒连接并与副气腔相通。本发明所述发射器结构紧凑，便于携带，同时具有发射载荷、效率和射程较大、发射距离可调、动力恒定、成本较低、操作方便的优点。
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