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公开(公告)号：CN115859601A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211489320.9
申请日：2022-11-25
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种鸭尾舵三通道轴对称布局气动力数学模型的建模方法及系统，包括：根据导弹外形的对称性，得到导弹静态气动力数学模型；利用风洞试验获取导弹静态气动力数学模型的输入，即获得样本数据；通过样本数据求解导弹静态气动力数学模型的各项系数，进而得到导弹的静态气动力数学模型，即生成气动数据库；将气动数据库集成到导弹动力学仿真模型中，用于六自由度运动方程解算。本发明通过攻角、马赫数间系数双线性插值提高鸭尾舵布局导弹气动力数据插值精度，解决了鸭尾舵三通道全控(XX型)的轴对称导弹弹道和控制专业全空域数值仿真所需要的高精度气动力数据的问题。同时减少风洞试验次数，降低成本提高效率，有环保性。
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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：CN113051787B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202110234332.6
申请日：2021-03-03
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统，包括如下步骤：S1、吊挂结构有限元分析；S2、吊挂附近舱体上应力谱测量；S3、吊挂根部应力谱获取；S4、应力幅值和均值计算；S5、S‑N曲线修正；S6、吊挂疲劳寿命估算。本发明解决了导弹实际挂飞过程中的吊挂疲劳寿命估算精度差的问题，并且仅仅进行短时物理试验，大大节省了型号研制成本。
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公开(公告)号：CN114754772A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210268274.3
申请日：2022-03-18
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于数据链组网测距的分布式集群协同导航系统和方法，系统包括：模块M1：各载体节点导航系统，模块M2：各载体节点数据链，模块M3：协同导航信息处理器；方法包括：步骤S1：根据导航各节点误差，确定协同导航各节点信息源权重；步骤S2：根据各节点信息源权重，确定分布式集群组网策略；步骤S3：通过数据链组网对各导航节点进行测距和通讯；步骤S4：对各导航节点的信息进行融合，得到异构导航系统分布式集群协同导航信息；其中，步骤S1在模块M1中实现，步骤S2、步骤S3在模块M2中实现，步骤S4在模块M3中实现。本发明保证了分布式集群在各种复杂环境下的导航精度，降低了单个载体导航系统的成本。
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公开(公告)号：CN114741026A
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202210252988.5
申请日：2022-03-15
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种指定区域的数字地图计算及使用方法、系统及介质，包括以下步骤：根据需求区域选取地表高度区域，将地表高度数据以及格式形成文件烧录在存储空间中，计算机根据经纬度进行插值，计算得到当地地表高度。本发明同时考虑计算机存储空间大小以及计算能力大小，依据嵌入式系统，设计一种能够按照需求装订地表高度计算，同时对计算机的计算能力需求较低的地表高度计算技术。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119749889A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411800629.4
申请日：2024-12-09
Applicant: 上海机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于飞行器级间分离的舱外保护装置及飞行器，包括：舱外保护装置单元和限位凸起；靠近舱体的级间分离处安装有舱外保护装置，舱外保护装置由合围成圆环的多段舱外保护装置单元组成，舱外保护装置单元上设置有限位凸起，舱体的表面设置有定位凹槽，所述限位凸起与所述定位凹槽配合安装。本申请通过舱外保护装置在飞行器级间分离时对飞行器结构起到增强和保护作用，最大限度减小级间分离装置产生的爆轰波对飞行器结构的不利影响，同时保护级间分离区域的防热涂层。
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公开(公告)号：CN114333466A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111431882.3
申请日：2021-11-29
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G09B9/00
Abstract: 本发明提供了一种面向机载武器验证的载机模拟器，包括：飞行仿真分系统：模拟飞机起降和飞行过程；综合航电仿真分系统：模拟航电系统目标探测、火控解算和机载武器发射全过程；视景仿真分系统：模拟载机座舱显示仪表；飞机模拟座舱：模拟载机座舱环境硬件。本发明针对机载武器空中发射前时序流程验证需求，对载机驾驶座舱、飞行过程进行模拟、对载机航电系统目标探测、火控解算和武器发射全过程进行逼真模拟，实现人‑飞机‑机载武器系统的物理闭合，模拟真实的机载武器发射环境和过程，具备机载武器系统接口对接验证、发射分离验证和机弹协同验证能力。
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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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公开(公告)号：CN115542939B
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202211137545.8
申请日：2022-09-19
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G05D1/46 , G05D1/695 , G05D109/28
Abstract: 本发明提供了一种空空导弹分布式协同中制导律分析方法及其导引系统，包括：中末制导交班概率计算模型构建步骤：通过分析误差源和误差传递链路，构建中末制导交班概率计算模型；多弹视场拼接方式建立步骤：建立针对虚拟导引点的多弹视场拼接方法；相对运动模型构建步骤：建立多枚空空导弹与目标的相对运动模型；时间协同中制导律构建步骤：在视线方向，利用二阶多智能体一致性理论构造时间协同中制导律；角度协同最优中制导律构建步骤：在视线法向，利用高斯伪谱法构造角度协同最优中制导律。本发明有效提高了中末制导交班概率，保证在中末交班时刻雷达导引头能够快速识别并稳定跟踪目标并验证了该方法的收敛效率。
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公开(公告)号：CN116822042A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310369699.8
申请日：2023-04-07
Applicant: 上海机电工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，包括：采用三通道控制的面对称可变外形飞行器，所述三通道为俯仰、偏航和滚动通道；将气动力数据表述为无舵偏基准数据与舵偏增量数据的叠加，气流角采用攻角和侧滑角体系；在气动力坐标系下定义气动力，建立法向力模型、轴向力模型、侧向力模型、俯仰力矩模型、滚转力矩模型和偏航力矩模型。本发明解决了可变外形飞行器在气动力建模时需要大量样本数据的问题，可在较大程度上节省风洞试验状态及CFD计算的工作量；考虑了通道间的耦合效应，使得模型在复杂气流及舵偏角组合情况下具有较高的精度。
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