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公开(公告)号：CN111159942A
公开(公告)日：2020-05-15
申请号：CN201911361153.8
申请日：2019-12-26
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/23
Abstract: 本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器滚转阻尼力矩计算方法，包括：第一步、确定飞行器外形的旋转对称参数，第二步、建立包含周期边界的计算网格模型，第三步、设置周期边界条件，第四步、使用旋转参考系法进行流场计算，第五步、获取飞行器滚转力矩Mx，第六步、计算飞行器滚转阻尼力矩系数Clp。本发明给出的计算方法网格划分简便，计算量小；采用定常求解方法，可避免非定常模拟计算量大、过程繁琐的缺点。本发明给出的定常模拟方法在计算工况较多时，可具有更高的计算效率，解决了计算带翼飞行器零攻角滚转阻尼力矩系数时过程繁琐、运算量大的问题。
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公开(公告)号：CN110765669A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201911224545.X
申请日：2019-12-04
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提出一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法，其步骤为：第一步、预处理实测数据，异常值剔除；第二步、预处理理论数据，针对每次飞行试验获取质量、室压、推力数据，并对上述数据进行插值加密处理；第三步、获取推导参数，按照海拔高度获取动压、马赫数推导参数；第四步、导弹飞行推力修正，给出导弹主动段飞行过程中发动机推力修正值；第五步、数据截取，按照如下两个准则截取数据；第六步、计算零升阻力系数；第七步、零升阻力系数平滑与数据表构建；第八步、多次飞行试验辨识结果融合；第九步、获取其他数据源；第十步、与其他数据源融合，形成易用的气动参数模型。本发明解决使用系统辨识方法计算量大、会发散的问题。
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公开(公告)号：CN112577695B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202011549864.0
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 一种用于高超声速风洞通气模型头罩分离动态试验的装置，蚌式头罩由紧固与释放机构固连在试件上，试件通过动态测力系统与风洞攻角机构连接，试件的内套与外壳构成进气道；紧固与释放机构包括康铜丝、熔断器、前支架和后支架；前支架和后支架支撑熔断器，康铜丝将蚌式头罩紧固在试件上；动态测力系统包括压紧垫圈、隔热垫圈、隔热锥套、中轴、支杆和天平；天平通过支杆和中轴与风洞攻角机构连接，天平前端通过隔热锥套、隔热垫圈和压紧垫圈与试件连接在一起，而天平线和熔断器电源线则穿支杆和中轴内孔通往测控间。本发明大大降低了对试件动态气动力测量的影响；而且增加了试件尺寸，方便进行通气模型设计。同时可以进行实时的动态气动力测量。
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公开(公告)号：CN107844643A
公开(公告)日：2018-03-27
申请号：CN201711006271.8
申请日：2017-10-25
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009 , G06F2217/78
Abstract: 本发明公开一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，所述方法包括：S1：统计导弹全空域弹道参数，得到计算状态集；S2：通过流体力学分析方法获得刚体导弹在计算状态集各状态下的全弹压心系数；S3：求解导弹在各状态下受到的弯矩；S4：基于静力刚度试验计算导弹在各状态下的弹体静弹性变形位移，使用挠度多项式进行拟合，确定拟合系数；S5：通过三维建模软件获取各状态下弹体弹性变形后的三维模型；S6：通过流体力学分析方法计算弹体弹性变形后导弹的压心系数，确定导弹压心的变化量,本发明通过简单方法分析导弹弹体弹性变形对导弹压心的影响，在降低计算误差的同时减少了计算量，提高了计算速度，降低了工程应用难度。
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公开(公告)号：CN110750836B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN201910975993.7
申请日：2019-10-15
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其步骤为：第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同；第二步、确定全攻角σ的值；第三步、确定锥动速率#imgabs0#的值；第四步、在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解；第五步、获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数即面外力矩系数Cn；在第四步所述的计算收敛后；第六步、计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数#imgabs1#。本发明用于各类型满足横向、纵向气动特性一致的飞行器外形的俯仰阻尼力矩系数计算。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111159942B
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN201911361153.8
申请日：2019-12-26
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/23
Abstract: 本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器滚转阻尼力矩计算方法，包括：第一步、确定飞行器外形的旋转对称参数，第二步、建立包含周期边界的计算网格模型，第三步、设置周期边界条件，第四步、使用旋转参考系法进行流场计算，第五步、获取飞行器滚转力矩Mx，第六步、计算飞行器滚转阻尼力矩系数Clp。本发明给出的计算方法网格划分简便，计算量小；采用定常求解方法，可避免非定常模拟计算量大、过程繁琐的缺点。本发明给出的定常模拟方法在计算工况较多时，可具有更高的计算效率，解决了计算带翼飞行器零攻角滚转阻尼力矩系数时过程繁琐、运算量大的问题。
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公开(公告)号：CN111981904B
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202010872631.8
申请日：2020-08-26
Applicant: 北京理工大学 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种侧向运动翻转的压强扰动波开启发射前箱盖，该发射箱前盖通过AB胶胶合法兰座套和分离盖体，从而可以使火箭导弹发射箱前盖在压强扰动波作用下快速开启，做侧向翻转运动，从而快速从弹体运动通道中脱离，该结构安全可靠、制造工艺简单，能够有效避免盖体与弹体接触影响弹体和发射装置安全。
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公开(公告)号：CN113534095A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202110676766.1
申请日：2021-06-18
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明实施例公开一种激光雷达地图构建方法、机器人自主导航方法，存储介质和计算机设备，所述激光雷达地图构建方法包括：S1、采集初始雷达点云数据；S2、根据所示点云数据构建初始地图；S3、利于改进的霍夫变换算法对所述点云数据进行直线特征提取，得到多个点云候选区域；S4、利于最小二乘法对候选区域的点云进行直线拟合，得到候选点云数据的线段表示；S5、输出更清晰的地图。该实施例降低点云波动幅度过大对地图精度造成的不利影响，使得构建出的地图中障碍物的轮廓更加清晰。
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公开(公告)号：CN112577695A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011549864.0
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 一种用于高超声速风洞通气模型头罩分离动态试验的装置，蚌式头罩由紧固与释放机构固连在试件上，试件通过动态测力系统与风洞攻角机构连接，试件的内套与外壳构成进气道；紧固与释放机构包括康铜丝、熔断器、前支架和后支架；前支架和后支架支撑熔断器，康铜丝将蚌式头罩紧固在试件上；动态测力系统包括压紧垫圈、隔热垫圈、隔热锥套、中轴、支杆和天平；天平通过支杆和中轴与风洞攻角机构连接，天平前端通过隔热锥套、隔热垫圈和压紧垫圈与试件连接在一起，而天平线和熔断器电源线则穿支杆和中轴内孔通往测控间。本发明大大降低了对试件动态气动力测量的影响；而且增加了试件尺寸，方便进行通气模型设计。同时可以进行实时的动态气动力测量。
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公开(公告)号：CN111981904A
公开(公告)日：2020-11-24
申请号：CN202010872631.8
申请日：2020-08-26
Applicant: 北京理工大学 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种侧向运动翻转的压强扰动波开启发射前箱盖，该发射箱前盖通过AB胶胶合法兰座套和分离盖体，从而可以使火箭导弹发射箱前盖在压强扰动波作用下快速开启，做侧向翻转运动，从而快速从弹体运动通道中脱离，该结构安全可靠、制造工艺简单，能够有效避免盖体与弹体接触影响弹体和发射装置安全。
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