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公开(公告)号：CN108120581A
公开(公告)日：2018-06-05
申请号：CN201711307469.X
申请日：2017-12-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院 , 上海机电工程研究所
IPC: G01M9/00
CPC classification number: G01M9/00
Abstract: 一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。该装置包括：高速风洞；支撑机构，支撑机构用于将导弹支撑于高速风洞内，且能够驱动导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，动导数天平设置于导弹的内部，用于测量导弹的力矩信号；位移元件，位移元件设置于支撑机构上，用于测量导弹的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，计算俯仰动导数。在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动导弹做强迫俯仰振动，能够精确简便地计算在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数。
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公开(公告)号：CN108120581B
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN201711307469.X
申请日：2017-12-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院 , 上海机电工程研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。该装置包括：高速风洞；支撑机构，支撑机构用于将导弹支撑于高速风洞内，且能够驱动导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，动导数天平设置于导弹的内部，用于测量导弹的力矩信号；位移元件，位移元件设置于支撑机构上，用于测量导弹的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，计算俯仰动导数。在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动导弹做强迫俯仰振动，能够精确简便地计算在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数。
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公开(公告)号：CN112595487B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202011607265.X
申请日：2020-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法及系统。包括：通过传感器组输出感应信号；通过数据采集器输出动态信号；计算模型攻角和滚转角并分割动态信号；通过频谱规律分析得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；得到弹性变形量修正支杆弹性变形；计算空载状态和试验攻角的气动系数；得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；修正各试验攻角下的动态气动系数并获得可用动态气动系数；计算动态气动系数平均值作为飞行器的时均气动特性。该旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法改善了现有技术中无法对动态测力风洞试验原始信号到飞行器动态气动系数进行分析处理的问题。
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公开(公告)号：CN112595487A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011607265.X
申请日：2020-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法及系统。包括：通过传感器组输出感应信号；通过数据采集器输出动态信号；计算模型攻角和滚转角并分割动态信号；通过频谱规律分析得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；得到弹性变形量修正支杆弹性变形；计算空载状态和试验攻角的气动系数；得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；修正各试验攻角下的动态气动系数并获得可用动态气动系数；计算动态气动系数平均值作为飞行器的时均气动特性。该旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法改善了现有技术中无法对动态测力风洞试验原始信号到飞行器动态气动系数进行分析处理的问题。
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公开(公告)号：CN114061575A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111425125.5
申请日：2021-11-26
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种大失准角条件下的导弹姿态角精对准方法及系统，包括：步骤S1：建立大失准角条件下捷联惯导系统的惯导误差模型；步骤S2：设置基于捷联惯导信息和卫星导航信息数据融合的扩展卡尔曼滤波器；步骤S3：利用惯导误差模型和扩展卡尔曼滤波器获取失准角估计值；步骤S4：利用获取的失准角估计值对导弹当前姿态角进行姿态矫正。本发明基于大失准角条件下的惯导系统误差模型，对卫星导航信息和捷联惯导信息进行融合，建立了扩展卡尔曼滤波模型，估计出准确的姿态角误差进行修正，可以在大失准角情况下，完成导弹的姿态角精对准。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110532614A
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201910684098.X
申请日：2019-07-26
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 一种旋转导弹转速特性气动优化方法，步骤如下：S1、确定遗传算法的参数；S2、确定影响滚转驱动力矩和阻尼力矩的气动外形特征尺寸并做排列作为遗传算法的染色体组合；S3、确定特征尺寸为基因片段，并设定其合理可行范围；S4、确定适应度函数；S5、随机确定初始父代种群；S6、对父代种群完成染色体基因交叉与变异操作，形成子代种群；S7、对父代和子代种群中的每个个体进行CFD计算得到六分量气动力，并将六分量气动力代入动力学仿真模型；S8、将仿真模型的关键总体指标代入到适应度函数，筛选出性能最好的新种群，作为下一代的父代；S9、重复步骤S6～S8，直到满足进化结束条件。本发明可解决旋转导弹转速特性气动外形优化的非连续强耦合全局最优问题。
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公开(公告)号：CN107727340B
公开(公告)日：2019-09-17
申请号：CN201710714401.7
申请日：2017-08-18
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G01M5/00
Abstract: 本发明提供了一种旋转导弹的弹性振动模态测试方法，其包括以下步骤：步骤一，通过两根弹性绳将导弹水平悬挂，导弹与弹性绳之间利用滚转轴承连接，使导弹绕纵轴自由滚转；导弹一端通过夹具与一个柔性转轴连接，一个滚转驱动装置通过柔性转轴驱动导弹滚转，使得弹体能够产生横向自由位移同时转速可控，消除滚转驱动对弹体尾端的边界约束；步骤二，由电机、减速装置、柔性转轴和驱动控制器构成的滚转驱动装置，能够驱动导弹达到并维持指定转速滚转，转速在0～20转/秒范围内连续可调。本发明获得了导弹旋转状态下的弹性响应特性，可以应用于导弹在旋转状态下的模态测试。
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公开(公告)号：CN108318211A
公开(公告)日：2018-07-24
申请号：CN201810056503.9
申请日：2018-01-21
Abstract: 本发明公开了一种高速风洞旋转模型同步试验装置，包括弹体模型外壳、舵面、舵轴、卡爪、偏心凸轮、电机、支撑轴。电机轴固定在后部的支撑轴上，电机外壳与弹体模型外壳相连，通过控制电机控制信号改变电机的转速，从而改变整个模型的旋转速度。同时，偏心凸轮固定在电机轴上，随着模型外壳的转动，通过卡爪与偏心凸轮之间的相互作用使舵面产生偏打，而整个装置无需变动。舵面与弹体可以实现同步旋转，不需要两套单独的设备进行驱动。本发明中的偏心凸轮上的小圆柱与平面有多种不同的角度，通过更换不同的偏心凸轮可以改变舵面偏打的最大角度，从而提高了装置的应用范围，提高了装置的使用灵活性，降低了制造难度，使之更具工程实用性。
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公开(公告)号：CN119240005A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411453135.3
申请日：2024-10-17
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于远距离、复杂地形的子母无人机高精度探测系统，包括：母无人机、多台子无人机和基座。母无人机为矩形截面主体加大三角翼，采用两台设置于两侧翼尖的翼尖涵道风扇发动机作为动力，可垂直起降及水平巡飞。母无人机飞抵目的地后，垂直降落并通过起落系统释放子无人机，子无人机编队组网飞至探测目标区域执行探测任务。子无人机通过涵道风扇发动机提供升力和轴向力，对目标进行探测并回传数据，完成探测任务后子无人机返回并降落至起落系统由母无人机回收，其后母无人机返航并降落回基座。本发明基于采用涵道风扇发动机的子母无人机，能够对位于地形复杂、人员难以抵达区域的目标进行大范围、高效率探测。
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公开(公告)号：CN118689224A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410631671.1
申请日：2024-05-21
IPC: G05D1/46 , G05D109/20
Abstract: 本发明提供了一种基于图论的分组协同中制导律方法及系统，包括：步骤S1：基于图论描述多飞行器分组协同中制导过程；步骤S2：基于图论描述的多飞行器分组协同中制导过程，计算剩余飞行时间与中末交班点；步骤S3：基于计算得到的剩余飞行时间与中末交班点，设计协同项协调系数；步骤S4：基于协同项协调系数建立分组协同中制导律。本发明通过图论理论中的系统渐近分组一致条件，设计了飞行器中制导的修正量，实现了多飞行器在有限时间内的攻击时间、相对距离、相对速度和视线角等的分组协同制导。
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