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公开(公告)号：CN107727340A
公开(公告)日：2018-02-23
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：CN118673662A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410631655.2
申请日：2024-05-21
IPC: G06F30/20 , G06F30/10 , G06F111/06
Abstract: 本发明提供了一种基于区域等效的多对多目标分配方法及系统，包括：步骤S1：开展目标集群区域等效及分割；步骤S2：确定目标集群分配原则；步骤S3：计算通道拦截覆盖面积；步骤S4：优化目标集群分配方案。本发明通过将目标集群区域等效，基于拦截器(每枚拦截器内含多枚智能体)飞行能力和智能体机动能力将等效区域进行分割，结合作战需求确定响应的目标集群分配原则，以通道拦截覆盖面积和消耗拦截器数量作为寻优函数进行目标集群分配，得出最优入射角，彻底解决传统目标分配方法的使用局限及求解效率低下等问题。
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公开(公告)号：CN114061575B
公开(公告)日：2024-06-14
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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公开(公告)号：CN117782328A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311577110.X
申请日：2023-11-23
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于无人机组的目标红外辐射高精度测量方法及系统，包括步骤S1：建立无人机组探测系统坐标系，采集系统参数；所述坐标系包括地面固定坐标系、无人机探测平台坐标系和探测器坐标系；所述参数包括角度参数；步骤S2：计算得到目标空间位置坐标和距离；步骤S3：计算得到目标红外辐射特征参数，反演后得出最终结果。本发明解决了传统外场目标红外辐射测量技术远距目标红外辐射数据反演误差大、精度差的问题，基于无人机组双站交叉定位技术事先解算距离信息，将大气衰减及路径红外辐射传输效应从目标红外辐射反演中解耦，同时实现了目标距离和红外辐射的高精度测量，且操作过程简单、实施方便。
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公开(公告)号：CN113218423A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110573252.3
申请日：2021-05-25
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，主要包括以下步骤：S1、基于导弹运动学方程建立粗对准模型；S2、接收并储存一段时间的卫星导航数据；S3、利用卫星导航数据进行粗对准计算；S4、使用数据拟合对粗对准结果进行平滑处理。本发明基于导弹飞行时的运动学模型，建立了利用卫星导航数据进行解析计算的粗对准方法，可以为导弹捷联惯导系统提供初始姿态信息，方便以后的惯导解算。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110457647B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201910689796.9
申请日：2019-07-29
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F17/16
Abstract: 本发明提供的一种旋转导弹弹目遭遇时间估算方法，包括如下步骤：S1、根据总体战绩指标，对杀伤区进行全空域均匀采样；S2、对每一个采样点进行理论弹道计算，得到遭遇点信息，并完成采样点筛选；S3、计算全空域平均遭遇时间关于飞行斜距和遭遇高度的拟合矩阵；S4、对于杀伤区内任意目标，依据运动学原理并基于S3中得到的遭遇时间拟合矩阵，迭代计算预计遭遇点斜距和遭遇时间，直到满足收敛条件；S5、误差分析。对全空域内的采样点按步骤四进行遭遇时间估算，将估算遭遇时间与S2中得到的遭遇时间进行误差对比，完成S3中拟合矩阵的误差验证。
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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：CN110826168A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201910833377.8
申请日：2019-09-04
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 一种飞行器气动辨识修正方法及介质，属于气动设计技术领域，针对具有复杂气动特性飞行器的非线性气动数学模型，基于飞行试验状态多样性的事实，将飞行试验数据和风洞试验数据共同作为建模的样本点，通过求解超定方程组，建立修正后的气动数学模型，可跟随研制阶段进行辨识，不断增加飞行试验样本点，提高气动数学模型精度。
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公开(公告)号：CN111651833B
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202010394081.3
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种旋转类飞行器流场分析方法及系统，包括：沿周向扫描子午面，选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的子午面为等效状态；分析每个部件对整体气动力的贡献度；选取贡献度最大的部件，沿预设方向均匀选取预设积分长度，对每个积分长度内的物面进行压力积分，得到小单位的气动力，全部小单位气动力形成分布规律；等效状态的整体涡流场结合动态整体涡流场，得到贡献度最大部件涡系与其他部件涡系的相互作用情况；根据贡献度最大部件的涡流场和压力分布，运用气动定理，对涡流场、表面压力分布、小单位气动力分布和部件气动力进行闭环分析。本发明利用变化规律一致选取等效状态提前降低设计风险，减少设计迭代次数，缩短研制周期。
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公开(公告)号：CN119414704A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411502269.X
申请日：2024-10-25
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种考虑量测噪声的目标机动过载跟踪及制导方法和系统，包括如下步骤：S1、选定状态跟踪变量以及可测量量；S2、建立理论弹目相对运动学模型；S3、建立带反馈的状态跟踪模型，该模型即目标机动跟踪器，简称跟踪器；S4、设定带反馈的状态跟踪模型初值；S5、测量值更新，带反馈的状态跟踪器状态更新一步；S6、跟踪结果平滑滤波处理；S7、跟踪器收敛判断，根据判断结果确定是否在导引律中加入目标机动补偿项；S8、判断弹目是否满足遭遇条件，在弹目遭遇之前，循环迭代步骤S5到S8。若满足则结束整个跟踪及制导流程。本发明解决了拦截弹导引律中目标机动缺项导致的高超声速机动目标拦截打击效能大幅下降问题。
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