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公开(公告)号：CN102494663B
公开(公告)日：2014-06-04
申请号：CN201110382116.2
申请日：2011-11-25
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C1/00
Abstract: 摆动喷管的摆动角度的测量方法，涉及角度测量技术，具体涉及一种摆动喷管的摆动角度测量技术。它实现了对装配完成的喷管的摆动角度的测量。测量方法是基于测量系统实现的，该测量系统中的图像采集装置用于连续采集待测尾喷管的图像信息，并将采集到的图像信息发送给图像处理计算机，图像处理计算机用于将接收到的图像信息进行处理，并根据连续采集的图像信息获得待测尾喷管的摆角信息，测量方法包括：执行对测量系统进行标定的步骤，开始测量尾喷管的摆动角度的步骤，该步骤为下述两个步骤循环执行：一、采集尾喷管的图像的步骤；二、根据采集的图像计算获得此刻待测尾喷管的摆动角度的步骤。本发明适用于对装配完成的喷管的摆动角度的测量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102494663A
公开(公告)日：2012-06-13
申请号：CN201110382116.2
申请日：2011-11-25
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C1/00
Abstract: 摆动喷管的摆动角度的测量系统及摆动角度的测量方法，涉及一种角度测量技术，具体设计到一种摆动喷管的摆动角度的测量技术。它实现了对装配完成的喷管的摆动角度的测量。测量系统中的图像采集装置用于连续采集待测尾喷管的图像信息，并将采集到的图像信息发送给图像处理计算机，图像处理计算机用于将接收到的图像信息进行处理，并根据连续采集的图像信息获得待测尾喷管的摆角信息。测量方法中，首先执行对测量系统进行标定的步骤，然后开始测量尾喷管的摆动角度的步骤，该步骤为下述两个步骤循环执行：一、采集尾喷管的图像的步骤；二、根据采集的图像计算获得此刻待测尾喷管的摆动角度的步骤。本发明适用于对装配完成的喷管的摆动角度的测量。
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公开(公告)号：CN104198153A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410465068.7
申请日：2014-09-12
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开一种细长体导弹突起物热环境的测试方法，该方法先根据细长体导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况；然后计算细长体导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数；对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟；最后对弹身大比例缩比，根据第二步、第三步中计算得到的弹身各部位流场参数，把弹身部位流场参数基本不变的部位进行裁截得到新模型，新模型代替第三步中的模型进行试验。采用本发明方法获得的突起物及其干扰区的试验结果能代表原外形导弹突起物及其干扰区的热环境关系使用该方法测到的试验数据应用到导弹防热设计中，经过导弹飞行试验考核，证实该方法的有效性。
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公开(公告)号：CN102288833A
公开(公告)日：2011-12-21
申请号：CN201110230291.X
申请日：2011-08-11
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01R27/14
Abstract: 火工品自动检测装置，本发明涉及火工品的电阻和绝缘状态检测装置。以解决手工进行逐点检测任务量大的问题。用于检测。它包括单片机、A/D转换电路、信号调理电路、通道切换电路、驱动电路、恒流源、显示电路和多路信号选通电路，单片机的数据信号输入端通过A/D转换电路和信号调理电路连接多路信号选通电路每路信号输出端，多路信号选通电路的每路信号输入端一一连接在被检测电路的每个信号输出端，被检测电路的每个信号输入端一一连接在通道切换电路的每个通道的信号输出端上，通道切换电路的每个通道的信号输入端连接在恒流源的信号输出端上，通道切换电路的受控制端通过驱动电路连接在单片机的驱动信号输出端上。
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公开(公告)号：CN104198153B
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201410465068.7
申请日：2014-09-12
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开一种细长体导弹突起物热环境的测试方法，该方法先根据细长体导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况；然后计算细长体导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数；对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟；最后对弹身大比例缩比，根据第二步、第三步中计算得到的弹身各部位流场参数，把弹身部位流场参数基本不变的部位进行裁截得到新模型，新模型代替第三步中的模型进行试验。采用本发明方法获得的突起物及其干扰区的试验结果能代表原外形导弹突起物及其干扰区的热环境关系使用该方法测到的试验数据应用到导弹防热设计中，经过导弹飞行试验考核，证实该方法的有效性。
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公开(公告)号：CN203830929U
公开(公告)日：2014-09-17
申请号：CN201420043651.4
申请日：2014-01-23
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: B23K31/10
Abstract: 本实用新型公开了一种分离段舱体，所述舱体为一圆筒形，其包括上部舱体、中部舱体和下部舱体；上部舱体为圆台形，中部舱体设有切割槽和止裂槽，下部舱体设有扳手槽。本实用新型的分离段舱体结构紧凑、简洁，因而在弹体上占用的空间很小；而且一体式结构可以承受很大的载荷，在切割分离时能快速、安全、可靠的实现两级分离；本实用新型的利用聚能切割索进行舱段分离的舱体结构具有结构简单，成本低的优点。
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