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公开(公告)号：CN105653754A
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201410753809.1
申请日：2014-12-05
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统及其试验方法，包括支撑工具层、模型层、接口层、运行支撑环境层，通过确定虚拟试验对象和虚拟试验方案，固体火箭发动机虚拟试验基础系统对模型仿真过程和可视化模块运行过程进行控制，对虚拟试验过程进行演示并得到虚拟试验内弹道数据，对虚拟试验结果进行评估，将虚拟试验内弹道数据和评估结果保存到数据库中进行管理，实现了固体火箭发动机试验技术和虚拟试验技术的结合，使得固体火箭发动机虚拟试验基础系统的运行与真实试验过程相类似，能在一定程度上具有与真实固体火箭发动机地面试验相似的流程和功能。
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公开(公告)号：CN114252032B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202111580942.8
申请日：2021-12-22
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机测试领域，具体涉及一种基于微波超材料的微形变场高精度测量系统及方法。包括贴附柔性介质材料的发动机壳体、发射/接收天线、微波成像雷达、微波高频信号采集器、微波信号调制/解调装置、数据处理系统、矢量分析仪、微波信号源、图像分析系统及图像反演算法系统，双绞线依次连接。本发明采用微波超材料超常的电磁特性用于固体火箭发动机的应变测量，装置的环境适应性更强，测量控制精度高，且试验过程中各环节对不确定度的影响更小，安装操作更加简便。柔性超材料阵列实现由点到场的分布测量，测量广度大；微波成像技术实现强的环境适应性，确保实验结果准确；无线微波传输，实现无接触式测量，降低工作风险。
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公开(公告)号：CN115168715A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210804503.9
申请日：2022-07-08
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G06F16/9535 , G06F16/958 , G06F16/335 , G06F16/35 , G06K9/62 , G06N3/04 , G06N3/08
Abstract: 本发明公开一种基于局部图自监督学习的新闻推荐方法。按照新闻的特征表达将其分为两组新闻，分别将全部用户‑其中一组新闻交互记录整理成两个局部图，利用深度图传播模型使新闻的属性信息分别在两个局部图上迭代传播。同时，利用深度图传播模型在全局图上迭代传播可得到用于推荐任务的用户特征向量及新闻特征向量。用两个局部图上学到的新闻特征当作自监督信号，使自监督任务与推荐任务联合训练，用局部图上学习到的自监督信号约束深度图学习中遇到的过平滑问题，学习到更准确的用户特征表达和新闻特征表达，实现个性化新闻推荐。本发明使用推荐任务和自监督任务联合训练，缓解了深度表征学习常见的过平滑问题。
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公开(公告)号：CN116341383A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310318069.8
申请日：2023-03-29
Applicant: 西北工业大学 , 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G06F30/27 , G06N3/045 , G06N3/08 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供一种基于嵌入物理机理模型集成的尾焰温度预测方法。在天气良好、光照均匀的试验条件下采集足够的数据，包括燃烧室压强、喷管喉径和尾焰温度等，其中尾焰温度由精密仪器测得；将全部数据划分为用于模型训练、验证和测试的数据集；进而构建两种嵌入物理机理的尾焰温度预测模型并进行训练和验证，其中尾焰温度作为模型的输出，其余参数作为输入；最后，集成训练好的模型并对测试集中的数据进行预测分析，证实模型的有效性和可靠性。本发明所设计的模型通过嵌入物理机理能够有效约束模型来预测尾焰温度的演变规律，充分利用回归建模和算子学习的互补优势，建立燃烧室压强等参数与尾焰温度的非线性关系，提高预测精度。
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公开(公告)号：CN115752752A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211532086.3
申请日：2022-12-01
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G01J5/20 , G01J5/00 , G01J5/08 , G01J5/0813
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机的尾焰温度测量装置，由光学瞄准系统、光纤分光系统、数据采集与处理系统组成，光学瞄准系统包括物镜系统和场阑反射镜，物镜系统将被测目标点处发出的光信息通过视场光阑传至光纤分光系统的入射处；光纤分光系统包括分束光纤头和窄带滤光片，光纤分光系统接收的光信息进行滤光，提供给数据采集与处理系统进行采集；数据采集与处理系统包括硅光电探测器、高速数据采集模块和工控机，数据采集与处理系统将谱线辐射信息转换数字信号传输至工控机中算出被测目标点的真实温度。本发明利用两种金属原子的双谱线光谱信息求取的温度可以较好的互补、对比，提高了该装置尾焰温度测量容错性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115203270A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202210804502.4
申请日：2022-07-08
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G06F16/2457 , G06K9/62
Abstract: 本发明涉及一种基于多角度掩膜兴趣建模的电影推荐方法。采集用户观影记录和评分记录为原始数据，得到初始特征表示；对原始用户电影交互记录采用多次掩膜，得到多个掩膜后的用户特征表示和电影特征表示；将两次特征表示做差，由其聚合值得到具备特定兴趣属性的用户和电影特征向量；将代表主导兴趣属性和特定兴趣属性的用户和电影特征向量进行融合，并进行相似度计算，对每个用户向量关于所有电影向量的相似度度量值进行排序，按照度量值的大小选出排名前K的电影，为用户生成Top‑K电影推荐。本发明利用掩膜技术学习用户喜爱电影时的多角度兴趣。从偏好电影的主导兴趣和特定兴趣两方面诠释多角度兴趣，实现高效的个性化电影推荐。
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公开(公告)号：CN114199363A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202111393742.1
申请日：2021-11-23
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G01H11/06
Abstract: 本发明涉及参数采集系统自校验领域中的一种校验方法，特别涉及一种电荷输入型振动参数采集系统校验系统。包括计算机、动态信号分析仪、功率放大器、振动台、第一标准振动传感器、第二标准振动传感器、电荷放大器、传感器安装架及电荷输入型振动参数采集系统，所述动态信号分析仪具备至少1个信号输出端和1个信号输入端，其中一个信号输入端通过双绞线与计算机连接；动态信号分析仪输出端通过同轴电缆连接至所述功率放大器输入端；所述功率放大器输出端通过专用线缆连接至所述振动台输入端。本发明可在不具备标准电压源以及电压/电荷信号转换器条件下完成电荷输入型振动参数采集系统校验；保障电荷输入型振动参数采集系统采集精确度。
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公开(公告)号：CN112610364A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011591988.5
申请日：2020-12-29
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机测试试验，具体涉及一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架。包括地面导轨、定架、动架、试验发动机及调整装置。所述地面导轨地面导轨固定在混凝土基座上，地面导轨通过定架的底架连接，进而固定底架；定架的支架平板与调整装置的连接底板连接，调整装置的滑动板轴承支撑试验发动机，限位框对试验发动机进行限位。动架的连接盘连接试验发动机，通过装置中安置的传感器对试验发动机进行测试。本发明约束之间互扰小，测量精确度提高；在约束的作用下，台架具有较高的固有频率，保证了发动机在工作过程中的动态特性稳定。
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公开(公告)号：CN112610364B
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202011591988.5
申请日：2020-12-29
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机测试试验，具体涉及一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架。包括地面导轨、定架、动架、试验发动机及调整装置。所述地面导轨地面导轨固定在混凝土基座上，地面导轨通过定架的底架连接，进而固定底架；定架的支架平板与调整装置的连接底板连接，调整装置的滑动板轴承支撑试验发动机，限位框对试验发动机进行限位。动架的连接盘连接试验发动机，通过装置中安置的传感器对试验发动机进行测试。本发明约束之间互扰小，测量精确度提高；在约束的作用下，台架具有较高的固有频率，保证了发动机在工作过程中的动态特性稳定。
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公开(公告)号：CN109960846A
公开(公告)日：2019-07-02
申请号：CN201811403489.1
申请日：2018-11-23
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种基于ADAMS的导弹倾覆跌落模拟仿真方法，包括导弹模型简化、基于ADAMS的导弹多体动力学建模、各种典型工况的仿真计算及结果分析。本发明可以大幅度的节省物理样机制造和试验费用，也可以不受时间和环境等因素的限制进行试验研究，仿真结果可以用来评价导弹的碰撞损伤程度，还可以作为计算有限元的输入载荷，该发明为确定全弹试验的跌落高度提供了依据，也为全弹试验方案设计与论证提供了重要支撑。
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