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公开(公告)号：CN111695192B
公开(公告)日：2020-12-22
申请号：CN202010393188.6
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种气动力多源数据融合和辨识方法、系统及介质，包括：步骤1：建立全局相关的气动力数学模型；步骤2：根据现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据，计算多种来源数据的标准差；步骤3：将现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据作为气动力数学模型的数据样本，建立超定方程组；步骤4：采用加权最小二乘法求解超定方程组，权值由标准差计算获得，解出气动力数学模型中的系数，完成多源数据融合气动力数学模型的建立。本发明解决了气动力数学模型辨识和修正中不同来源数据可靠度不同及误差分解到样本点的问题，可对计算、风洞试验和飞行试验三个来源的数据进行综合求解超定方程组，一步完成辨识和模型修正。
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公开(公告)号：CN111403995A
公开(公告)日：2020-07-10
申请号：CN202010152851.3
申请日：2020-03-06
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种大动态脉冲激光发射峰值功率调制方法，根据弹目交会过程中脉冲激光引信动态回波信号的功率信息，利用脉冲激光引信动态回波信号模拟系统对D/A与大动态电压放大电路的控制，使其输出大动态变化的电压信号对激光器进行调制，实现弹目交会过程中脉冲激光引信回波信号功率大动态变化的模拟。本发明控制算法简单，不需要大量的数据计算，实现了控制算法的简单化、可靠性和易读性。
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公开(公告)号：CN110779400B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN201911055185.5
申请日：2019-10-31
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供了一种飞行器级间分离结构与方法，包括级间舱、弹簧分离机构和切割索组件，级间舱两端分别连接助推级和飞行器主级，弹簧分离机构包括底板、外套筒、内套筒、承力板以及弹簧，切割索组件包括切割索、电发火管以及火焰雷管；底板连接外套筒，承力板连接内套筒，外套筒套装在内套筒外面，弹簧安装在内套筒内部；底板连接级间舱的一端，承力板连接级间舱的另一端；切割索上设置有电发火管以及火焰雷管，电发火管连接火焰雷管，切割索设置在级间舱上。本发明结构简单合理，通过切割索组件将助推级与飞行器主级之间的连接约束解除的同时也解除了弹簧分离机构的约束，弹簧力释放弹力推开助推级与飞行器主级，使得助推级与飞行器主级快速分离。
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公开(公告)号：CN111403995B
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN202010152851.3
申请日：2020-03-06
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种大动态脉冲激光发射峰值功率调制方法，根据弹目交会过程中脉冲激光引信动态回波信号的功率信息，利用脉冲激光引信动态回波信号模拟系统对D/A与大动态电压放大电路的控制，使其输出大动态变化的电压信号对激光器进行调制，实现弹目交会过程中脉冲激光引信回波信号功率大动态变化的模拟。本发明控制算法简单，不需要大量的数据计算，实现了控制算法的简单化、可靠性和易读性。
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公开(公告)号：CN111695192A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010393188.6
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种气动力多源数据融合和辨识方法、系统及介质，包括：步骤1：建立全局相关的气动力数学模型；步骤2：根据现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据，计算多种来源数据的标准差；步骤3：将现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据作为气动力数学模型的数据样本，建立超定方程组；步骤4：采用加权最小二乘法求解超定方程组，权值由标准差计算获得，解出气动力数学模型中的系数，完成多源数据融合气动力数学模型的建立。本发明解决了气动力数学模型辨识和修正中不同来源数据可靠度不同及误差分解到样本点的问题，可对计算、风洞试验和飞行试验三个来源的数据进行综合求解超定方程组，一步完成辨识和模型修正。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111695193B
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202010394085.1
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G01M9/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统，包括：步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。本发明为利用不同批次、不同状态的飞行试验数据进行数学模型持续修正提供最优数学形式的模型，能明显提高数学模型精度。
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公开(公告)号：CN111695193A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010394085.1
申请日：2020-05-11
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G01M9/06 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统，包括：步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。本发明为利用不同批次、不同状态的飞行试验数据进行数学模型持续修正提供最优数学形式的模型，能明显提高数学模型精度。
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公开(公告)号：CN110966898A
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201911242482.0
申请日：2019-12-06
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: F42B35/00
Abstract: 本发明提供了一种考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，包括：回收控制模块、电控模块、回收装置；该回收系统在导弹完成考核飞行进入无法自稳定控制的速度门限时，由回收控制模块识别当前导弹已经触发无法自稳定控制的速度门限，转入回收系统工作飞行控制程序，首先向电控模块送出回收装置开启指令，然后监视导弹飞行状态，识别当前导弹飞行状态是否适合切换入主回收模式，一旦适合切换入主回收模式，即向电控模块送出切换指令；电控模块根据接收的回收装置开启指令和切换指令执行相应点火。本发明针对导弹研制过程中海上考核飞行试验结束后必然落水沉海无法回收的情况，提出了一种可控工作，可以在导弹失控前主动转入回收，可靠保证弹体在海上的完整回收的导弹回收系统。
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公开(公告)号：CN119333313A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411192254.8
申请日：2024-08-28
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种导弹姿控发动机布局及控制方法，本发明采用4个姿控发动机布置于弹体四周，每个姿控发动机喷管法线与发动机安装中心线不平行，姿控发动机喷管开口方向呈现面对称布置。姿控发动机由能源系统通过管路提供工作能源。导弹飞行过程中，需要4个姿控发动机参与姿态控制时，采用控制通道权重等级分时策略选择4个姿控发动机工作策略。
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公开(公告)号：CN115465478A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211122143.0
申请日：2022-09-15
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种补偿型航天器分离装置，包括安装底板、火工作动装置以及弹簧分离装置，所述火工作动装置和所述弹簧分离装置均安装在所述安装底板上；所述火工作动装置的一端与航天器连接，另一端穿过所述安装底板与运载器连接；所述弹簧分离装置沿所述安装底板的周向均匀分布，所述弹簧分离装置能够沿其与所述安装底板的中心连线方向移动；所述弹簧分离装置用于驱动所述航天器和所述运载器分离。本发明通过调整弹簧分离装置的位置，能够对被分离航天器质心分布进行补偿调节，能抵消航天器实测质心与理论值偏差带来的分离扰动，且能对弹簧加工不一致问题带来的分离扰动进行完全补偿，操作简单、质轻，有助于节省大量人力、物力。
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