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公开(公告)号：CN118690684A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410901072.7
申请日：2024-07-05
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/27 , G06F17/11 , G06N3/126 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种基于代理模型的飞行器空腔脉动流场快速预测方法；主要解决分离空腔内释放内埋物时受空速与空腔几何参数的限制，造成分离体扰动大，分离精度不稳定的问题；本发明采用的方案为：根据飞行器的飞行参数和飞行器空腔的设计参数确定设计区间；建立飞行器空腔的多体分离模型并参数化处理；基于多体分离模型进行多体分离动力学仿真，生成飞行器空腔的流场数据和分离体数据；通过飞行参数和流场参数、分离体数据建立神经网络代理模型；基于神经网络代理模型对飞行器空腔内流场进行实时预测。本发明能够对飞行器内埋物空腔内脉动流场的进行快速实时预测，泛用性高，预测准确，并消除分离扰动，稳定飞行状态。
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公开(公告)号：CN118670210A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410706199.3
申请日：2024-06-03
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： F42B15/00
摘要： 本发明涉及一种适用于筒装导弹的安全开关机构，属于导弹电气安全性设计领域。包括：安全开关、开关顶杆、开关扭簧、开关转轴以及开关基座，导弹入筒前，按压开关顶杆使得开关顶杆旋转，开关顶杆圆弧端压缩安全开关按钮，使得安全开关按钮处于压缩状态，导弹实现弹上火工品短路与断路保险，将导弹装填入发射筒，开关顶杆由筒壁进行约束。导弹发射后，开关顶杆解除约束，在开关扭簧作用下绕开关转轴进行旋转。该机构原理简单、可靠，机构紧凑，便于沿弹轴方向布置，占用截面空间尺寸小，可通过调整顶杆长度适配任意筒弹间隙。作动到位后机构不凸出弹体，不影响导弹气动性能。
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公开(公告)号：CN118124855A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410244348.9
申请日：2024-03-04
申请人： 西安现代控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种发射管多管集束方法，包括：将多个发射管按照“九宫格”形式的位置关系进行布置；并按照端面对齐、发射管管壁相贴的方式相互配合；配合完成的多个发射管集束前、后端面分别安装集束式安装端框；在前、后集束式安装端框之间安装连接拉紧结构；在集束式多发射管的管壁外侧安装周向固定结构；并在后集束式安装端框上安装发射管尾部盖板。本发明将多个发射管集成式设计，合理布局发射管之间位置关系实现了空间利用率最大化，同时通过分别设置固定安装结构以及连接方式有效保障了集束式多发射管的结构强度，为集束式多发射管的设计提供一种全新的设计方案。
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公开(公告)号：CN117782485A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311732534.9
申请日：2023-12-17
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G01M7/02
摘要： 本发明属于模态测试技术领域，具体涉及一种考虑折叠舵面间隙的模态测试方法，其具体步骤为：搭建测试系统，包括被试件安装、参试件摆放、节点划分等；对测试系统进行调试，建立几何模型与参数设置；测力计、加载工装和拉力装置构成加载系统，对被试件施加不同的载荷，模拟折叠舵面的飞行工况下的间隙变化；根据加载系统提供的不同工况，对被试件进行激励，获得测点响应数据；根据获取的测点响应数据，获得对应工况下的系统的频率响应函数，并计算得到模态参数。本发明能够可控的对折叠舵面施加载荷，考虑折叠舵面在加载工况下的间隙变化对模态参数的影响。
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公开(公告)号：CN117553630A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311732504.8
申请日：2023-12-17
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： F42B15/00
摘要： 本发明属于破甲型反坦克导弹结构设计领域，具体涉及一种紧凑型舱体破坏式卸压的两级战斗部隔爆结构，该隔爆结构包括战斗部舱壳体、隔爆板、缓冲座以及应力锥。该结构的主要特点是面对串联破甲战斗部的前级战斗部起爆时产生的爆轰波，采用了舱体自身破坏式的卸压减压方案，能够在紧凑隔爆空间下，最大限度的降低对主级战斗部的冲击，其接口简单、制造便捷，战斗部舱体采用了纤维增强复合材料，其结构刚强度高。不涉及其他电气及火工品部件，能够实现可靠隔爆的功能。
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