公开(公告)号：CN108414185B

公开(公告)日：2020-01-31

申请号：CN201810129236.3

申请日：2018-02-08

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 傅建明 ,  唐海敏 ,  李欣益 ,  蔡天星 ,  王晓鹏 ,  伍彬 ,  李小林 ,  梁伟 ,  彭中良 ,  阳华 ,  江振 ,  雷明兵 ,  侯凯宇

IPC: G01M9/06

Abstract: 本发明提供了一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：将具有对称性的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态；确定合成攻角为零时飞行器横截面内空气动力合力和合力矩的方向和大小；在旋转体轴系下对飞行器横截面内合力和合力矩进行分解，获得相应的力和力矩的新值；通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；获得新旧值的差量；将随合成攻角变化的旧数据加上前述差量获得新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。本发明从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，建立一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。

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

Inventor： 傅建明 ,  李欣益 ,  侯凯宇 ,  仇理宽 ,  彭中良 ,  李勇 ,  阳华 ,  毕鹏 ,  唐海敏 ,  伍彬 ,  李小林 ,  梁伟 ,  蔡天星 ,  段旭 ,  杨帆

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。

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。

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。

公开(公告)号：CN108414185A

公开(公告)日：2018-08-17

申请号：CN201810129236.3

申请日：2018-02-08

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 傅建明 ,  唐海敏 ,  李欣益 ,  蔡天星 ,  王晓鹏 ,  伍彬 ,  李小林 ,  梁伟 ,  彭中良 ,  阳华 ,  江振 ,  雷明兵 ,  侯凯宇

IPC: G01M9/06

Abstract: 本发明提供了一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：将具有对称性的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态；确定合成攻角为零时飞行器横截面内空气动力合力和合力矩的方向和大小；在旋转体轴系下对飞行器横截面内合力和合力矩进行分解，获得相应的力和力矩的新值；通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；获得新旧值的差量；将随合成攻角变化的旧数据加上前述差量获得新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。本发明从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，建立一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。

公开(公告)号：CN303396576S

公开(公告)日：2015-09-30

申请号：CN201430505923.3

申请日：2014-12-08

Applicant: 上海机电工程研究所

Designer： 傅建明 ,  唐海敏 ,  李小林 ,  蔡天星

Abstract: 1．本外观设计产品的名称：二次折叠钻石翼。2．本外观设计产品的用途：本外观设计产品用于极小展向空间的低速巡飞导弹。3．本外观设计产品的设计要点：二次折叠，组合翼面增大升阻比。4．最能表明本外观设计设计要点的图片或照片：立体图。