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公开(公告)号：CN119904509A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202510042129.7
申请日：2025-01-10
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于C#原生态函数的跑道截断分析方法，属于毁伤评估技术领域，包括以下步骤：对凹坑或凸起的边缘进行离散化处理，使用C#原生态函数GraphicsPath构造凹坑或凸起对应的等边多边形图形，使用函数Union将所有凹坑或凸起对应的等边多边形图形进行联合，以跑道的长、宽、最小起降矩形偏斜角建立三层计算循环，基于循环参数建立最小起降矩形，判断最小起降矩形是否在跑道内部且是否与凹坑或凸起的联合体相交，是否相交与跑道是否截断相对应，在本申请中，凹坑或凸起边缘的离散点无需直接参与相交判断，解决了现有跑道截断分析方法中的凹坑或凸起离散化带来的计算时长问题或信息丢失问题。
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公开(公告)号：CN119359524A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411568245.4
申请日：2024-11-05
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于多线程的模型高程信息计算方法，将多线程并行计算技术引入模型高程计算过程中，以提高计算效率，解决单线程计算带来的时效性差的问题；为适应多线程计算，将地形模型的面元集分割成多个子面元集。为每个子面元集分配独立子线程，为每个子线程分配独立的全局标志位，默认值为true。在主线程中启动全部子线程，在子线程中开展独立计算：当所有全局标志位为true时，基于已知的场景模型水平坐标，建立垂直向上的射击迹线，采用射击迹线法求解与地形模型子面元集的交点，当获取到交点后将子线程的全局标志位设置为false；充分利用并行计算资源，在较短时间内完成模型高程信息计算。
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公开(公告)号：CN110654544B
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN201911119765.6
申请日：2019-11-15
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种位置可调的无人机机载微小导弹投放分离装置包括，挂架、第一柱体、第二柱体、第三柱体、第四柱体、第五柱体、第六柱体、第七柱体、第八柱体；侧边全设置螺纹的第一纵轴、第二纵轴、第三纵轴、第四纵轴；前固定器、后固定器、前助推器、后助推器；微小型导弹上设置有吊耳，挂架上设置有吊钩，微小型导弹通过吊耳挂装在吊钩上，此时前助推器、后助推器处于压缩状态，前助推器、后助推器均与微小型导弹接触。根据挂载导弹的实际质心位置，可实时调整前、后助推器的安装位置，使其对称分布在导弹质心前后两端，避免了投放分离过程中对导弹产生抬头或低头力矩，提高了机弹分离安全性。
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公开(公告)号：CN117195711A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311144709.4
申请日：2023-09-06
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/27 , G06N3/04 , G06N3/08 , F42B35/00 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了基于数据驱动的弹目距离及剩余飞行时间分析方法，涉及飞行器制导控制领域，包括S1根据弹目空间几何关系，获得可测量参数，分析可测量参数的关系，确定神经网络模型的输入特征和输出特征；S2获取仿真弹道数据；S3归一化处理仿真弹道数据，获得模型训练集；S4优化训练神经网络模型；S5获取待预测的可测量参数；S6使用优化后的神经网络模型对待预测的可测量参数进行分析，得到飞行器的弹目距离和剩余飞行时间；通过明确影响弹目距离和剩余飞行时间的影响参数，分析影响参数的关系，降低影响参数的关联程度及数量；基于导弹制导控制仿真模型和导弹攻击边界，产生多条仿真弹道数据；训练神经网络模型，预测分析弹目距离及剩余飞行时间。
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公开(公告)号：CN117195544A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311144694.1
申请日：2023-09-06
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开了基于粗细模型映射的破片与目标交会分析方法，涉及计算机技术领域，将粗细模型映射技术引入破片与目标模型面元交会计算，提出一种快速工程计算方法以期提高工程计算效率。针对包含一定数量子目标的场景级评估，判断破片与子目标包络是否相交，如果相交，调用子目标精细面元模型进行交会计算，避免了每枚破片需与目标精细面元模型交会计算的问题。另外，对于单个精细度较高或者包含一定数量部件和子部件的目标面元模型，将上述方法进行拓展，判断破片与目标部件包络是否相交，如果相交，调用该部件的精细模型计算得到最终交会点信息，在有限的计算资源前提下，可有效提高计算效率，为多弹药、多目标毁伤评估提供支撑。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109018390B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN201811130245.0
申请日：2018-09-27
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: B64D45/00
Abstract: 本发明公开了小型固定翼无人机头部保护装置，包括两个分别安装在无人机机身两侧的薄片，每个薄片包括：一个用于与无人机机身的侧部固定的薄片后端；一个通过提前碰撞和变形吸能对无人机头部进行保护的薄片前端，薄片前端的首部前伸超过无人机头部，薄片前端的首部下伸低于无人机头部，薄片前端的尾部与薄片后端的一端连接。本发明中：薄片采用的特殊结构能否从前端和底部对无人机头部进行保护，避免其与障碍物产生的直接碰撞；薄片采用韧性和强度好的材料，能大幅吸收撞击能量，保证对无人机头部光电设备的防护。
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公开(公告)号：CN114779805A
公开(公告)日：2022-07-22
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: G05D1/10
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：CN114741855A
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202210314189.6
申请日：2022-03-28
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明涉及一种精细化目标模型受弹面积计算方法，属于受弹面积计算技术领域，采用传统方法计算受弹面积时，由于将目标模型近似等效为一个柱状结构，与真实目标的受弹面积可能存在较大偏差，且无法有效计算目标在不同投影角度下的受弹面积。为解决上述问题，需建立更为精细的目标三维几何结构模型，但是针对近似等效模型的传统计算方法已不再适用，需寻求适合精细三维模型的受弹面积计算方法。本方案将投影平面离散成N个足够小的正方形区域，以每个正方形区域的中心点构建投影射线，遍历投影射线是否与目标模型相交，统计相交射线条数，并乘以离散化后的单个正方形区域面积即为目标在特定投影角度下的受弹面积。
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公开(公告)号：CN110762307A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201911220316.0
申请日：2019-12-03
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: F16L27/093 , F16J15/43 , F16J15/44
Abstract: 本发明公开了磁流体密封旋转接头，包括轴、浮环、极靴、永磁体、外壳、前轴承、后轴承、端盖；节流孔的一端与浮环和轴之间的间隙连通，节流孔的另一端与第二气道连通；浮环、极靴均与轴之间形成间隙配合；轴与极靴之间的间隙处填充有磁流体，永磁体通过极靴作用于磁流体；本发明采用两级密封，第一道密封采用非接触式浮环密封，第二道密封采用磁流体密封，可以实现对流体介质的零泄漏密封，而且完全避免了固体间的接触摩擦；因密封元件与转动件之间没有固相接触摩擦，避免了粘着磨损，旋转接头具有很长的使用寿命；因转动件和静止件之间的摩擦力矩很小，旋转接头的功耗很低。
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公开(公告)号：CN106970633B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201710317622.0
申请日：2017-05-08
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种抑制控制输入饱和的飞行控制方法，包括抑制气动舵饱和的非线性控制方法和抑制发动机转速饱和的非线性控制方法；所述抑制气动舵饱和的非线性控制方法以实际偏舵量与偏舵指令的差作为补偿系统的输入，再用补偿系统的输出的舵饱和补偿信号对虚拟控制指令进行修正；所述抑制发动机转速饱和的非线性控制方法以实际推力与推力虚拟指令的差作为转速饱和补偿系统的输入，并利用转速饱和补偿系统的补偿信号的积分量对推力虚拟指令进行修正。本发明利用飞行器非线性动力学模型，设计相应的补偿信号对控制输入饱和进行抑制，帮助系统在短时间内脱离饱和，恢复到正常控制。
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