-
公开(公告)号：CN111981902B
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202010949760.2
申请日：2020-09-10
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明涉及弹药技术领域，具体公开了一种多联装筒射巡飞弹、系统及工作方法，巡飞弹单元包括弹身，弹身前端两侧设置有左前翼和右前翼，弹身后端两侧设置有左后翼和右后翼，弹身上两侧设置有左垂尾和右垂尾，弹身的后端设置有电机，电机的输出端连接有折叠螺旋桨；弹身的前端内部设置战斗部，弹身中部的内部设置电池组和电源管理系统，弹身后端的内部设置有数传、导航与飞行控制系统和电调。本发明的优点是采用集成度高的多联装发射筒装载多枚弹体翼面可折叠收纳的巡飞弹，便于模块化安装在车载或船载平台上，机动部署灵活，同时可实现多发连续发射，可用于对敌方野战防空阵地、野战驻地、火炮阵地等进行群袭扰攻击作战，提高作战灵活性。
-
公开(公告)号：CN110775277B
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN201911241383.0
申请日：2019-12-06
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种具有同步性的无人机机载微小型导弹投放分离装置，包括横梁、前助推器、后助推器、上弹簧、下弹簧、微小型导弹投放前，挂架与微小型导弹的挂点结构挂接，前助推器的下端、后助推器的下端均与微小型导弹上表面接触抵紧，且上弹簧处于压缩状态，下弹簧处于拉伸装置；微小型导弹投放时，挂架与微小型导弹的挂点结构脱离，在上弹簧和下弹簧的回弹作用下前助推器和后助推器向下推动微小型导弹向下运动；本发明中，导弹投放时，横梁受上弹簧、下弹簧共同作用，带动前助推器和后助推器同步助推导弹，保证了导弹前后投放分离力的同步性，避免了投放分离过程中对导弹产生抬头或低头力矩，提高了机弹分离安全性。
-
公开(公告)号：CN117170215A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311131968.3
申请日：2023-09-04
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种具有多级安全管控措施的危险品管控方法，包括四级管控，具体为：通过硬件开关对控制回路进行管控，硬件开关的闭合状态决定回路第一级是否导通；通过控制信号作为该级管控导通的控制指令，在满足第一条件时，控制指令发出，控制电控开关由断开状态转换到闭合状态，从而决定回路第二级是否导通；通过多向硬件插头对危险品进行管控，在调试/贮存/工作状态时采用不同类型多向硬件插头以保证激活回路处于连通或短路保护状态；在危险品未装箱时，该级处于导通状态，在危险品装箱后，贮存箱将危险品触发单元短接。本申请中，采用多级硬件/软件管控措施以保证危险品触发安全性，为危险品的不同状态的安全管控提供有力保障。
-
公开(公告)号：CN111652071B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202010383573.2
申请日：2020-05-08
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06V20/10 , G06V10/44 , G06F30/13 , G06F17/12 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种快速的跑道截断分析方法，包括如下步骤：获取跑道上弹坑图像，对跑道上弹坑的图像边缘进行离散化处理，得到边缘离散点；得到最小滑跑矩形的中心点坐标，在最大允许偏斜角范围内均匀抽样得到最小滑跑矩形的偏斜角，抽样次数加1；根据最小滑跑矩形的中心点坐标、偏斜角、长和宽计算得到四个顶点的坐标；判断最小滑跑矩形是否在跑道内，如果是，进入步骤五；如果否，则回到步骤二继续抽样；判断最小滑跑矩形是否与弹坑相交，若相交，则返回步骤二继续抽样；若不相交，则在跑道上找到满足飞机起降的最小滑跑矩形；判断抽样次数是否大于N；如果小于N，回到步骤2继续抽样；如果大于N，即跑道被截断。
-
公开(公告)号：CN111581748A
公开(公告)日：2020-08-25
申请号：CN202010400793.1
申请日：2020-05-12
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种多孔材料壳体爆炸初速获取方法，包括如下步骤：建立基于Gurney公式的致密材料壳体爆炸初速计算公式；根据炸药与多孔材料壳体的阻抗匹配，得到爆炸冲击后多孔材料的初始压力和初始比容；根据初始压力和初始比容的到爆炸冲击过程中多孔材料比相应致密材料多消耗的热内能；获取爆炸冲击过程中多孔材料壳体的塑性传播区长度，根据多孔材料壳体的塑性传播区长度得到对应的壳体质量；爆炸驱动过程产生的热内能全部消耗在多孔材料壳体的塑性传播区内，将该区域消耗的能量转化为单位质量炸药的多余消耗能量；对步骤一中的炸药Gurney速度进行修正，根据修正后的基于Gurney公式的多孔材料壳体爆炸初速计算公式，得到多孔材料壳体爆炸初速。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110654544A
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201911119765.6
申请日：2019-11-15
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种位置可调的无人机机载微小导弹投放分离装置包括，挂架、第一柱体、第二柱体、第三柱体、第四柱体、第五柱体、第六柱体、第七柱体、第八柱体；侧边全设置螺纹的第一纵轴、第二纵轴、第三纵轴、第四纵轴；前固定器、后固定器、前助推器、后助推器；微小型导弹上设置有吊耳，挂架上设置有吊钩，微小型导弹通过吊耳挂装在吊钩上，此时前助推器、后助推器处于压缩状态，前助推器、后助推器均与微小型导弹接触。根据挂载导弹的实际质心位置，可实时调整前、后助推器的安装位置，使其对称分布在导弹质心前后两端，避免了投放分离过程中对导弹产生抬头或低头力矩，提高了机弹分离安全性。
-
公开(公告)号：CN109018390A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201811130245.0
申请日：2018-09-27
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: B64D45/00
CPC classification number: B64D45/00
Abstract: 本发明公开了小型固定翼无人机头部保护装置，包括两个分别安装在无人机机身两侧的薄片，每个薄片包括：一个用于与无人机机身的侧部固定的薄片后端；一个通过提前碰撞和变形吸能对无人机头部进行保护的薄片前端，薄片前端的首部前伸超过无人机头部，薄片前端的首部下伸低于无人机头部，薄片前端的尾部与薄片后端的一端连接。本发明中：薄片采用的特殊结构能否从前端和底部对无人机头部进行保护，避免其与障碍物产生的直接碰撞；薄片采用韧性和强度好的材料，能大幅吸收撞击能量，保证对无人机头部光电设备的防护。
-
公开(公告)号：CN111998738B
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202011011249.4
申请日：2020-09-23
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明公开了一种锁钩式筒射巡飞弹弹翼展开锁定机构，包括分别安装在第一弹翼翼根、第二弹翼翼根上的两个弹性锁钩；安装在弹身上的锁钩挂锁凸台；第一弹翼和第二弹翼展开至工作状态时，两个弹性锁钩均与锁钩挂锁凸台锁定扣接；其中，弹性锁钩与锁钩挂锁凸台的配合移动过程依次为不接触、接触、挤压后弹性锁钩发生形变、弹性锁钩与锁钩挂锁凸台扣接。本申请采用弹性锁钩实现弹翼锁定，结构简单，锁定过程各零件间配合精度要求低、锁定后不易失锁，锁定可靠；采用弹性锁钩实现弹翼锁定，解锁时仅需普通螺丝刀等工具即可完成解锁，便于解锁重复使用，同时结构简单、与弹翼连接牢固，可多次重复使用。
-
公开(公告)号：CN117537671A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311089923.4
申请日：2023-08-28
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
Abstract: 本发明公开了基于弹群协同定位的弹目距离估计与制导律设计方法，涉及飞行器领域，包括S1建立导弹的弹目相对运动方程；S2获得引导头的视线前置角；S3根据任意两枚导弹位置及导引头测量信息计算弹间弹目连线夹角；S4根据夹角计算弹目距离；S5基于比例导引方法和攻击时间约束设计制导律；通过弹群的交互信息计算弹目距离，并分析了引起弹目距离估计误差放大的原因，并根据弹间弹目连线夹角，降低测量噪声引起的弹目距离估计误差放大的问题，并在弹目距离估计基础上计算弹群剩余飞行时间，获得弹群剩余飞行时间指令。基于比例导引方法设计了带时间约束的侧向制导律，实现导弹在攻击过程中的侧向弹道调整，以满足攻击时间约束，并降低导弹撞地的风险。
-
公开(公告)号：CN117055640A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311144698.X
申请日：2023-09-06
Applicant: 中国工程物理研究院总体工程研究所
IPC: G05D13/62
Abstract: 本发明公开了抑制舵系统非线性特性的滚转角控制方法，涉及飞行器控制系统设计技术领域，包括S1建立传递函数#imgabs0#S2分析传递函数#imgabs1#S3设舵系统数学模型为G(s)；S4去除G(s)的间隙和死区环节，记为G0(s)；S5建立滚转角两回路控制结构作为控制内回路，控制内回路的输出指令为副翼预指令；S6根据γc和γ，在控制内回路的输入前加入两个比例积分并联校正作为控制外回路；S7将G0(s)替换为G(s)；S8、将副翼反馈δxF经过时间常数为T1的一阶惯性环节低通滤波后为δx，建立“前馈+比例”控制结构，并与舵系统数学模型G(s)的输入端串联，比例控制参数为P1，形成的副翼指令为δxc；通过本方法实现对副翼响应的补偿，进而提高副翼响应精度，达到抑制舵系统非线性特性对滚转角稳定精度影响的控制效果。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
50
records
(took 0.039 seconds)
