公开(公告)号：CN116878339A

公开(公告)日：2023-10-13

申请号：CN202310810379.1

申请日：2023-07-04

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 张广军 ,  钟山 ,  杨海洋 ,  孙文钊 ,  周俊忠 ,  许自然 ,  高子义 ,  尹航 ,  李晓冬

IPC: F42B10/14

Abstract: 本发明提供了一种不加电发射飞行器折叠舵面解锁系统，通过固定在飞机挂架(10)上的钢丝拉绳(5)激活机械起爆器(106)，以通过导爆索(3)激活拔销器(2)，拔销器(2)释放对舵面(402)的约束，舵面(402)展开到位后并可靠锁定。本发明不加电发射飞行器折叠舵面解锁系统实现了在飞机不给飞行器供电的情况下，飞行器与载机弹射分离后，舵面能够快速解锁、展开与可靠锁定，降低飞行器弹体发生滚转、姿态不可控风险，为飞行器发射飞行试验取得成功提供保障。

公开(公告)号：CN114322675A

公开(公告)日：2022-04-12

申请号：CN202111449446.9

申请日：2021-11-30

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 许泉 ,  徐胜利 ,  傅建明 ,  刘广 ,  史晓鸣 ,  柯林达 ,  肖美立 ,  许斌 ,  许自然 ,  李晓冬 ,  史松伟

IPC: F42B10/14

Abstract: 本发明提供了一种导弹折叠舵中的可变形顶杆、折叠舵面结构及导弹，导弹折叠舵中的可变形顶杆，包括底座、第一支撑杆以及第二支撑杆；第一支撑杆与第二支撑杆对称安装在底座上表面；可变形顶杆具有初始状态与形变状态；当处于初始状态时，第一支撑杆与水平面的夹角呈第一角度θ，第一支撑杆与水平面呈第二角度δ；当处于形变状态时，第一支撑杆与第二支撑杆分别向外侧弯曲。本发明在外舵受到火工驱动装置拉动展开时，第一支撑杆与第二支撑杆会产生大塑性变形，保证外舵能够展开到位。本发明在外舵面受到飞行载荷工况条件下，可变形顶杆仅仅做小弹性变形，能够承受外舵面的全部气动扭矩载荷，保证了外舵不会因为飞行时的气动载荷误展开。

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

Inventor： 梁伟 ,  扬帆 ,  徐胜利 ,  侯振乾 ,  韦亚利 ,  李欣 ,  吴王浩 ,  周小川 ,  李晓冬 ,  史松伟

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/28

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。

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

Inventor： 梁伟 ,  扬帆 ,  徐胜利 ,  侯振乾 ,  韦亚利 ,  李欣 ,  吴王浩 ,  周小川 ,  李晓冬 ,  史松伟

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/28

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。

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

Inventor： 杨鹤鸣 ,  李晓冬 ,  李勇 ,  李聪 ,  王一冲 ,  赵炜 ,  袁大钟 ,  张迎春 ,  高子义

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。

公开(公告)号：CN116187008A

公开(公告)日：2023-05-30

申请号：CN202211696127.2

申请日：2022-12-28

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 彭中良 ,  傅建明 ,  伍彬 ,  李小林 ,  李欣 ,  李欣益 ,  段旭 ,  李晓冬 ,  李勇 ,  张迪

IPC: G06F30/20 ,  G06F30/28 ,  G06F119/14 ,  G06F113/08

Abstract: 本发明提供了一种双舵面控制轴对称导弹气动力数学模型的建模方法和系统，包括如下步骤：模型推导步骤：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的尾舵鸭舵双舵面控制的轴对称性，推导出导弹三维气动力数学模型，根据导弹三维气动力数学模型制定相应的风洞试验计划；模型输入获取步骤：利用风洞试验计划获取导弹三维气动力数学模型输入；建模完成步骤：利用获取的导弹三维气动力数学模型的输入求解导弹三维气动力数学模型的各项系数，完成全弹的气动力数学模式建模。本发明采用的方法，解决了鸭尾舵双舵面控制“+×”轴对称导弹双控布局气动力数学模型，使得鸭尾舵双舵面控制“+×”轴对称导弹双控布局方案得到解决。

公开(公告)号：CN115542939A

公开(公告)日：2022-12-30

申请号：CN202211137545.8

申请日：2022-09-19

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 杨鹤鸣 ,  李晓冬 ,  李勇 ,  李聪 ,  王一冲 ,  赵炜 ,  袁大钟 ,  张迎春 ,  高子义

IPC: G05D1/10

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。