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公开(公告)号：CN104331554A
公开(公告)日：2015-02-04
申请号：CN201410598504.8
申请日：2014-10-30
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种战斗部破片靶试数据采集分析及破片威力场重构再现方法，包括以下步骤：(1)战斗部破片靶试后的靶孔采集，包括以下步骤：获取战斗部破片靶试后的彩色靶板图像；进行灰度处理，获得灰度靶板图像；对灰度靶板图像进行边缘检测；识别边缘二值图像中的圆形或类圆形边缘，并对靶孔进行采集；(2)破片威力场重构再现，包括以下步骤：将灰度靶板图像中的靶孔影射到真实靶板上，获得靶孔在真实靶板上的相对位置；利用试验布局参数，将真实靶板上的靶孔转换到试验布局空间，完成破片威力场重构。本发明将计算机图像识别技术与战斗部威力分析相结合，能实现战斗部破片靶试后靶孔的快速识别、记录、统计和分析，有效提高了准确度和效率。
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公开(公告)号：CN114779805B
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202210314186.2
申请日：2022-03-28
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G05D1/46
Abstract: 本发明涉及一种飞行器航路参考点自适应选择方法，属于飞行器技术领域，通过一种航路参考点自适应选择机制，根据飞行器速度和航迹跟踪误差自适应调整航路参考点距离，使得导航控制系统在大的飞行速度和航迹跟踪误差范围内具有较好的航路跟踪效果。本发明在飞行器非线性导航控制律中引入航路参考点自适应选择机制，避免了飞行器速度变化可能造成导航指令过大或者过小的问题，可确保飞行器在大的飞行速度范围内实现对参考航路的精确跟踪。
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公开(公告)号：CN114741855B
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202210314189.6
申请日：2022-03-28
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明涉及一种精细化目标模型受弹面积计算方法，属于受弹面积计算技术领域，采用传统方法计算受弹面积时，由于将目标模型近似等效为一个柱状结构，与真实目标的受弹面积可能存在较大偏差，且无法有效计算目标在不同投影角度下的受弹面积。为解决上述问题，需建立更为精细的目标三维几何结构模型，但是针对近似等效模型的传统计算方法已不再适用，需寻求适合精细三维模型的受弹面积计算方法。本方案将投影平面离散成N个足够小的正方形区域，以每个正方形区域的中心点构建投影射线，遍历投影射线是否与目标模型相交，统计相交射线条数，并乘以离散化后的单个正方形区域面积即为目标在特定投影角度下的受弹面积。
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公开(公告)号：CN117648188A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311647719.X
申请日：2023-12-04
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F9/50
Abstract: 本发明公开了一种基于多线程的破片与目标交会并行计算方法，将多线程并行计算技术引入破片与目标交会计算过程中，解决单线程计算带来的时效性差的问题；将战斗部破片威力场分割成多个子破片威力场，为每个子破片威力场分配一个子线程，在子线程中计算子破片威力场与目标三角面元模型交会情况，将计算结果保存在独立列表空间中；当子线程计算完毕，将子线程对应标志位置1；在主线程中启动所有子线程，并循环等待，直至所有子线程标志位置1，提取子线程计算结果，进行数据整合，从而实现基于多线程的破片与目标交会并行计算；在有限的计算资源条件下，能够有效的缩短计算时长。
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公开(公告)号：CN117494609A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311536504.0
申请日：2023-11-17
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/12 , G06F111/20 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了基于重力影响的破片交会分析方法，涉及计算机技术领域，包括S1构建地面坐标系；S2获取破片和目标面元模型的相关信息；S3分析破片飞行轨迹；S4离散化飞行轨迹为多个线段；S5分析交会结果；S6遍历所有破片，并输出交会情况；将破片的真实飞行轨迹进行离散化处理，分成多个线段，通过线段与目标面元相交计算得到破片在目标面元模型上的命中点。如果直接求解其计算相较于传统射击迹线方法会成倍增长，为了减少无效线段与面元的相交计算，通过引入过滤器的方式，将大量的无效线段与面元交会计算工况剔除，保留少部分可能相交工况，最终计算得到目标命中点信息。为毁伤评估提供高效计算支撑。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113486526B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202110789198.6
申请日：2021-07-13
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了动能杆平稳抛撒设计方法，涉及建立地面坐标系和杆条坐标系；将抛撒装置对杆条上的多点的作用进行离散化处理，设置杆条抛撒力初始值、抛撒力公差和抛撒力作用时间公差，计算杆条抛撒过程中受到的总力和总力矩；建立杆条抛撒过程中的俯仰平面弹道模型；计算指定距离处杆条的俯仰角；如果指定距离处杆条俯仰角大于指标要求对比，则调整抛撒力公差和抛撒力作用时间公差，重新计算，直至在指定距离处杆条俯仰角小于指标要求；本发明所述的动能杆平稳抛撒设计方法，解决了动能杆平稳抛撒装置设计问题。
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公开(公告)号：CN117208255A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311409832.4
申请日：2023-10-27
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: B64U30/10
Abstract: 本发明公开了一种旋转运动自动止动机构，包括转轴座、转臂、固定套、顶针、弹簧、连接块；转轴座上设置有转轴和导向槽，导向槽包括圆弧槽和通孔，圆弧槽的圆心在转轴的轴心线上，通孔设置在圆弧槽上；转臂上设置有中心孔、安装孔，转臂通过中心孔可转动的套装在转轴上；固定套安装在安装孔内，固定套内设置有竖孔；顶针的上轴段可竖向滑动的安装在竖孔内，顶针的下轴段可滑动的置于导向槽内或置于通孔内；弹簧竖向安装在连接块与顶针的上轴段上端之间；连接块安装在竖孔内上部；本发明中，通过设置导向槽末端的通孔的位置，即可控制转臂停止旋转运动的位置；通过弹簧对顶针持续作用的推力，顶针自动伸入通孔，旋转运动因而自动停止。
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公开(公告)号：CN117146811A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311144699.4
申请日：2023-09-06
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了用于飞行器上控制与制导的导航定位装置及定位方法，涉及飞行器控制领域，装置包括MEMS惯性组件、GNSS接收机、DSP处理器、供电电路和接口电路，方法包括S1采集飞行器的传感器数据，接收飞行器的定位数据；S2、对传感器数据进行温度补偿和自适应滤波处理，得到处理数据；S3、根据处理数据分析飞行器的工况状态；S4、对处理数据和飞行器的定位数据进行Kalman组合导航滤波，获得飞行器的导航定位信息；基于传感器数字信号数据的实时采集与温度补偿技术、自适应数字滤波技术、动态工况识别与组合导航滤波器参数集预装订技术，提高各类恶劣工况下控制与制导组件的导航定位单元输出导航定位数据的精度。
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公开(公告)号：CN117128813A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311121257.8
申请日：2023-09-01
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了基于激光半主动捷联制导的中末段交接导引方法，涉及飞行器控制领域，包括S1根据导引头输出的俯仰失调角和方位失调角，让目标快速进入导引头视场的线性区内；S2计算惯性空间中的弹目视线角，并记录初始弹目视线角的初值，视线角包括高低角和方位角；S3采用数字滤波算法对弹目视线角进行滤波，获得弹目视线角速率，滤波器初值设置为弹目视线角的初值，加速滤波器收敛；S4生成制导指令；S5采用线性过渡方法完成中末段、L1制导段和PN制导段的平滑过渡；通过本方法保证导弹在中末段交接制导指令的平滑过渡，为末制导段对目标的精确打击提供保障，保证导弹精确命中目标，基于激光半主动捷联制导的中末段交接导引算法设计是至关重要的。
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公开(公告)号：CN109436318B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN201811483017.1
申请日：2018-12-05
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: B64C31/036 , B64D27/24 , B64F5/00
Abstract: 本发明公开了翼伞平台及其控制方法，翼伞平台未配备操控绳执行机构，节省吊舱内部安装空间，且提高平台的工作可靠度；两个螺旋桨工作时旋转方向相反，完美解决仅配备单个螺旋桨的平台工作时产生的反扭问题；两个螺旋桨所选用的尺寸远低于单个螺旋桨的尺寸，二者总尺寸相当；翼伞平台的控制仅通过控制螺旋桨转速即可实现；翼伞平台的控制方式可使平台内部空间更优、可靠性更高、操作更便捷。
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