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公开(公告)号：CN112229268B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202011210009.7
申请日：2020-11-03
申请人： 西安航天动力技术研究所
摘要： 本发明提供一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，安装于发射架的尾端，在不影响筒装导弹正常装填的前提下，通过加力螺栓纵向前移，消除后坐力测量机构与筒装导弹的配合间隙，保证后坐力从发射筒滑块可靠传递至测力传感器，实现筒装导弹发射时后坐力的精确测量；同时，本发明可避免便携式导弹武器因增加后坐力测量机构带来额外的导弹出筒扰动，保证筒装导弹发射飞行试验中发射扰动的真实有效，为便携发射架稳定性设计提供准确的输入条件；此外，本发明的后坐力测量机构可以反复使用，多次便携式导弹武器发射飞行试验只需一套后坐力测量机构。
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公开(公告)号：CN110864590B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN201911158026.8
申请日：2019-11-22
申请人： 西安航天动力技术研究所
摘要： 本发明提出了一种便携式图像寻的导弹导引头目标锁定装置及方法，能够减少发射控制装置设备复杂程度，提高系统可靠性前提下，显著降低成本。本发明的主要应用场合为便携平台式图像制导弹发射前搜索及锁定目标过程。便携平台式图像制导类导弹为普遍应用于现代战争的一种单兵作战武器，该类导弹发射前需要士兵通过操作发射控制装置，控制导引头搜索及锁定目标。本发明利用现有导引头，无需硬件变更，结合操作使用方法，在满足使用要求前提下，可去除发射控制装置上的力敏摇杆，减少发射控制装置体积和重量，可以减少发射控制装置设备复杂程度，提高系统可靠性前提下，显著降低成本。
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公开(公告)号：CN110631433B
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN201910769861.9
申请日：2019-08-20
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明公开了一种剪切螺钉式头罩分离机构，用于分离头罩和弹体，头罩内部开设圆台形盲孔，头罩分离机构同轴设置在其内，其一端与圆台形盲孔的内底面相对，另一端与弹体抵触；头罩和弹体的对接处通过剪切螺钉连接；头罩的圆台形盲孔的壁面上开设两个以上通孔；头罩分离机构包括喷管体、活塞、点火器和活塞支撑架，喷管体固定在头罩的圆台形盲孔内；喷管体中心设有台阶形通孔，圆周面上设置有与台阶形通孔连通的两个以上喷管，喷管与头罩壁面上的通孔一一对应，喷管开口方向向头罩的大端倾斜；本发明用推进剂点火后的初始内压作为解锁力剪断剪切螺钉，用活塞启动后喷管体侧面喷管的推力作为头罩和弹体分离的冲量。
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公开(公告)号：CN112651078B
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202011389598.X
申请日：2020-12-02
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F17/11 , G06F119/10
摘要： 本发明提供了一种基于符号动力学的箭体结构状态异常检测方法，将遥测数据的周期特征作为箭体结构异常检测的特征量，适用于运载火箭飞行过程中的箭体结构异常检测。本发明针对箭体的遥测数据，传统的频率特征提取方法无法表征结构频率增加的现象，而本发明能够利用单变量提取频率变化特征。通过符合动力学方法提取遥测数据的周期特征来检测箭体结构状态的变化趋势，由对此周期特征的距离指标来确定箭体结构状态的变异程度，进而来进行有效的箭体结构状态异常检测，解决现有检测方法基于频率特征判断箭体模态参数变化规律不够准确的问题。
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公开(公告)号：CN112361897B
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202011210004.4
申请日：2020-11-03
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明提供一种用于导弹系统的飞行时序产生系统及方法，其中系统包括双通道一级隔离控制模块、双通道模拟开关模块、双通道漏电流泄放模块、双通道二级隔离控制模块以及双通道状态采集模块，能够完全做到误差小于1ms的飞行时序同步，而且是二级隔离控制；同时，由于在双通道模拟开关模块导通前，外部控制系统提前向继电器K1、K2提供工作用电，在双通道模拟开关模块关断后，外部控制系统延后向继电器K1、K2断开工作用电，则本发明不存在由于继电器固有的动作时间而引起的飞行时序信号不能准确同步的问题，有效避免了继电器的“打火”现象对电路本身产生的不良影响、使用场效应管控制而引起的控制回路不隔离的问题，提高了控制精度、可靠性、安全性。
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公开(公告)号：CN112632751A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011389617.9
申请日：2020-12-02
申请人： 西安航天动力技术研究所
摘要： 本发明提出了一种基于随机子空间算法的弹体结构状态异常检测方法，通过随机子空间算法识别的频率信息来进行弹体结构异常检测，能够确定导弹在飞行过程中弹体结构的变异程度，实现有效的弹体结构状态异常检测。本发明通过EMD算法与随机子空间算法(SSI)法的结合，提取导弹在飞行过程的频率信息进行弹体结构异常检测，通过识别频率与地面频率之间的距离指标来确定导弹在飞行过程中弹体结构的变异程度，适应工程实际的应用，进而来进行有效的弹体结构状态异常检测。通过IMF实现传感器趋势项消除，从而使得随机子空间方法能够识别更加准确的频率信息。
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公开(公告)号：CN110631433A
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201910769861.9
申请日：2019-08-20
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明公开了一种剪切螺钉式头罩分离机构，用于分离头罩和弹体，头罩内部开设圆台形盲孔，头罩分离机构同轴设置在其内，其一端与圆台形盲孔的内底面相对，另一端与弹体抵触；头罩和弹体的对接处通过剪切螺钉连接；头罩的圆台形盲孔的壁面上开设两个以上通孔；头罩分离机构包括喷管体、活塞、点火器和活塞支撑架，喷管体固定在头罩的圆台形盲孔内；喷管体中心设有台阶形通孔，圆周面上设置有与台阶形通孔连通的两个以上喷管，喷管与头罩壁面上的通孔一一对应，喷管开口方向向头罩的大端倾斜；本发明用推进剂点火后的初始内压作为解锁力剪断剪切螺钉，用活塞启动后喷管体侧面喷管的推力作为头罩和弹体分离的冲量。
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公开(公告)号：CN117111618A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202310627715.9
申请日：2023-05-30
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： G05D1/06
摘要： 一种基于BP神经网络的飞行器落点控制方法，包括：将飞行过程按时间顺序分为导引段、自适应程序飞行段、定轴飞行段；其中在自适应程序飞行段飞行器姿态角按照线性指令变化；通过牛顿迭代法，求解定轴飞行段初始时刻满足落点控制要求的程序角；在参数偏差条件下通过多次数值仿真；基于数值仿真结果，建立定轴飞行段初始时刻状态量与满足落点控制要求的程序角之间的映射关系；采用BP神经网络对所述映射关系进行非线性拟合，然后进行BP神经网络训练；利用训练好的BP神经网络进行弹道计算，完成飞行器落点控制。
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公开(公告)号：CN112651078A
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202011389598.X
申请日：2020-12-02
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F17/11 , G06F119/10
摘要： 本发明提供了一种基于符号动力学的箭体结构状态异常检测方法，将遥测数据的周期特征作为箭体结构异常检测的特征量，适用于运载火箭飞行过程中的箭体结构异常检测。本发明针对箭体的遥测数据，传统的频率特征提取方法无法表征结构频率增加的现象，而本发明能够利用单变量提取频率变化特征。通过符合动力学方法提取遥测数据的周期特征来检测箭体结构状态的变化趋势，由对此周期特征的距离指标来确定箭体结构状态的变异程度，进而来进行有效的箭体结构状态异常检测，解决现有检测方法基于频率特征判断箭体模态参数变化规律不够准确的问题。
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公开(公告)号：CN112361897A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011210004.4
申请日：2020-11-03
申请人： 西安航天动力技术研究所
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明提供一种用于导弹系统的飞行时序产生系统及方法，其中系统包括双通道一级隔离控制模块、双通道模拟开关模块、双通道漏电流泄放模块、双通道二级隔离控制模块以及双通道状态采集模块，能够完全做到误差小于1ms的飞行时序同步，而且是二级隔离控制；同时，由于在双通道模拟开关模块导通前，外部控制系统提前向继电器K1、K2提供工作用电，在双通道模拟开关模块关断后，外部控制系统延后向继电器K1、K2断开工作用电，则本发明不存在由于继电器固有的动作时间而引起的飞行时序信号不能准确同步的问题，有效避免了继电器的“打火”现象对电路本身产生的不良影响、使用场效应管控制而引起的控制回路不隔离的问题，提高了控制精度、可靠性、安全性。
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