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公开(公告)号：CN113505434B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202110715798.8
申请日：2021-06-24
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于气动力数学模型的轴对称飞行器制造方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：建立气动力数学模型；步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器。本发明适用于任意数量舵面的轴对称飞行器或近似轴对称飞行器，气动力数学模型从每个舵面的舵偏出发，而非控制舵偏通道组合，简化了模型表达式，摆脱了控制策略的限制，克服了现有线性数学模型和非线性数学模型在工作量、数据准确性和使用灵活性等方面的不足，兼顾了线性数学模型和非线性数学模型的优点，提高了效率。
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公开(公告)号：CN110986675A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911095157.6
申请日：2019-11-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F41F7/00
Abstract: 本发明提供了一种可降低过载的多级活塞缸式裸弹燃气弹射发射装置，主要由装置壳体、燃气发生器、多级活塞缸、低压室四部分构成。其技术方案是从燃气发生器喷出的燃气流入低压室中建立低压室压强，作用在承压面上形成弹射力，推动活塞缸运动，从而将位于活塞缸之上的导弹弹射出去。通过此种弹射方式，可以有效减小弹射时导弹的速度和加速度，降低导弹承受的过载，同时可以将导弹与高温燃气隔离开，有效利用弹射装置内的空间，使得结构设计更加合理。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118730110A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410761202.1
申请日：2024-06-13
IPC: G01C21/20
Abstract: 本发明公开了一种空中机动目标动平台被动协同定位方法及系统，属于飞行器导航定位技术领域，将获取的目标的角度信息及该自身的位置信息传递给其他动平台，通过到达角定位算法计算目标的位置，将其作为滤波迭代的初始值；通过目标的位置和自身的位置，计算动平台和目标之间相对距离的大小，使用方差传递函数对动平台和目标之间相对距离的方差进行推导，将动平台和目标之间相对距离作为动平台的补全量测；将获取的目标角度信息以及动平台的补全量测作为滤波的量测模型；建立目标状态模型，根据初始值和目标状态模型，对目标状态进行预测，获得目标状态的预测值；根据量测模型，对目标状态的预测值进行更新，获得目标状态的估计值；将当前时刻目标状态的估计值作为下一个时刻滤波迭代的初始值，重复上述预测和更新过程，获得空中机动目标定位结果。该方法能够显著提升目标定位的精确度。
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公开(公告)号：CN113311871B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202110615171.5
申请日：2021-06-02
Applicant: 上海机电工程研究所
Inventor： 刘斯禹 , 李勇 , 王一冲 , 梁伟栋 , 蔡天星 , 刘国刚 , 张超普 , 汪龙芳 , 张迎顺 , 侯振乾 , 李晓龙 , 金鹏飞 , 温超然 , 陈航 , 李亦民 , 徐佳胜
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供了一种跳跃‑滑翔导弹的制导律优化方法及系统，包括如下步骤：通过对导弹的飞行轨迹进行分析，得到飞行攻角数据，进而反馈总结得到过载形式的优化制导律；根据得到的过载形式优化制导律得到制导律模型，将制导律模型写入弹上软件，在导弹的飞行过程中为控制系统的提供指令输入，指引控制系统生成控制命令，控制导弹飞行过程中的姿态，直至导弹击中目标。本发明通过多次的优化计算，再结合拟合、限幅等手段可以总结得到过载形式的指令，达到优化制导律的目的。
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公开(公告)号：CN119045525A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202411164413.3
申请日：2024-08-22
IPC: G05D1/695 , G05D109/28
Abstract: 本发明公开了一种基于近端策略优化的智能制导方法，包括：构建制导优化目标函数；其中，所述优化目标包括脱靶量、制导过程能量消耗、时间最小化；构建基于近端策略优化的智能制导网络模型；基于近端策略优化的智能制导网络训练。本发明相比于传统比例导引方法，制导率可以自适应选择、在时间和命中性能上体现出的博弈性能更强。
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公开(公告)号：CN113505434A
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN202110715798.8
申请日：2021-06-24
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于气动力数学模型的轴对称飞行器制造方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：建立气动力数学模型；步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器。本发明适用于任意数量舵面的轴对称飞行器或近似轴对称飞行器，气动力数学模型从每个舵面的舵偏出发，而非控制舵偏通道组合，简化了模型表达式，摆脱了控制策略的限制，克服了现有线性数学模型和非线性数学模型在工作量、数据准确性和使用灵活性等方面的不足，兼顾了线性数学模型和非线性数学模型的优点，提高了效率。
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公开(公告)号：CN113311871A
公开(公告)日：2021-08-27
申请号：CN202110615171.5
申请日：2021-06-02
Applicant: 上海机电工程研究所
Inventor： 刘斯禹 , 李勇 , 王一冲 , 梁伟栋 , 蔡天星 , 刘国刚 , 张超普 , 汪龙芳 , 张迎顺 , 侯振乾 , 李晓龙 , 金鹏飞 , 温超然 , 陈航 , 李亦民 , 徐佳胜
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供了一种跳跃‑滑翔导弹的制导律优化方法及系统，包括如下步骤：通过对导弹的飞行轨迹进行分析，得到飞行攻角数据，进而反馈总结得到过载形式的优化制导律；根据得到的过载形式优化制导律得到制导律模型，将制导律模型写入弹上软件，在导弹的飞行过程中为控制系统的提供指令输入，指引控制系统生成控制命令，控制导弹飞行过程中的姿态，直至导弹击中目标。本发明通过多次的优化计算，再结合拟合、限幅等手段可以总结得到过载形式的指令，达到优化制导律的目的。
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