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公开(公告)号：CN119472759A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411462825.5
申请日：2024-10-19
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种基于拦截器集群协同的博弈制导指令形成方法，包括以下步骤：S1、获取目标探测位置信息，计算目标机动区域；S2、获取拦截器集群数量，构建空域协同计算公式，计算空域协同覆盖结果；S3、计算拦截器剩余飞行时间，通过偏置比例导引方法，根据拦截器剩余飞行时间和空域协同覆盖结果形成博弈制导指令。本发明在拦截强突防目标对抗场景下，通过对抗过程中目标拦截区域在线预测完成拦截器集群协同覆盖拦截策略设计，基于剩余飞行时间一致原则，在拦截过载、飞行时间有限及空域协同覆盖等约束条件下，形成拦截器集群博弈制导指令，拦截器集群响应博弈制导指令完成拦截制导飞行，从而实现对强突防目标的高精度拦截。
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公开(公告)号：CN119376274A
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411493287.6
申请日：2024-10-24
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种拦截集群协同虚实结合仿真试验系统，包括：数字仿真试验平台和半实物仿真设备，所述半实物仿真设备与数字仿真试验平台通过光纤连接，完成一枚拦截器的动力学、运动学仿真模型及制导控制模型的计算，所述数字仿真试验平台完成集群中所有数字拦截器的动力学、运动学仿真模型及制导控制模型的计算，实现集群目标模拟、仿真总控和数据存储、分析。通过数字仿真试验平台和半实物仿真设备，开展集群数字/半实物联合仿真试验，检验多目标与多拦截器对抗下的集群对抗系统协调性，检验制导控制系统性能指标，提升集群对抗演示验证能力。
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公开(公告)号：CN118886340A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202411368842.2
申请日：2024-09-29
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: G06F30/27 , G01S7/36 , G01S7/41 , G06N3/08 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种基于MAB算法的掩护脉冲设计方法，包括以下步骤：确定探测信号和掩护信号的频率范围；确定输入参数；加载MAB决策模型和收益函数，MAB决策模型用于循环调用分布函数获取脉冲宽度#imgabs0#，作为掩护信号脉宽发射，获得信号检测结果，根据信号检测结果优化分布函数的分布参数；调用MAB决策模型，循环获取脉冲宽度#imgabs1#，优化分布函数的分布参数，构成优化MAB决策模型。根据上述技术方案，构建MAB决策模型，在每次生成掩护信号脉宽进行发射、与环境的交互过程中，不断进行模型自学习，优化模型参数，构建渐优掩护信号脉宽发射策略，使雷达能够在与IFM干扰机对抗过程中降低被截获的概率，同时最大化探测概率。
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公开(公告)号：CN119474899A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411477099.4
申请日：2024-10-22
Applicant: 江南机电设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于分布式雷达的最小路径二维配对方法，包括以下步骤：获取分布式雷达平台信号的路径信息，从所述信号路径中选择有效路径数据，构成有效路径信息；所述信号路径的类型包括自路径和互路径；从有效路径信息中筛选N+1条配对路径构成配对路径数据集，其中，N为分布式雷达平台中的雷达数量；确定距离维度‑多普勒维度判定条件；遍历所述配对路径数据集，提取判定条件的配对路径，构成配对成功路径数据集；遍历所述配对成功路径数据集，提取配对成功路径对应的目标，生成配对结果；对所述配对结果进行筛选，生成最小路径二维配对结果集。根据上述技术方案，可以解决分布式雷达检测时多路径融合问题，降低计算复杂度。
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公开(公告)号：CN116910903A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310783762.2
申请日：2023-06-29
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种飞行器高空气动特性工程预测模型的构建方法和装置，包括：加载飞行器低空气动特性工程预测模型，包括低空全弹法向力系数计算、低空俯仰力矩系数计算和低空压心系数计算；根据飞行器高度获取横流雷诺数与来流雷诺数的变化，计算飞行器高空法向力系数剪切项增量和飞行器高空身存在时舵面法向力系数增量；根据飞行器高度特征修正飞行器低空气动特性工程预测模型，构建飞行器高空气动特性工程预测模型，飞行器高空气动特性工程预测模型包括飞行器高空法向力系数计算、飞行器高空压心系数计算、飞行器高空俯仰力矩系数计算。根据上述技术方案，可以有效扩大飞行器气动特征分析的飞行高度范围，提高飞行器高空气动力特性解算精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110362112A
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201910662659.6
申请日：2019-07-22
Applicant: 江南机电设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种抑制发动机干扰的引入方法，包括以下步骤：提取发动机干扰力矩-确定引入时间及无干扰条件下的引入角-获取不同干扰条件下的引入角-获取初制导引入命令。本发明克服了单一高低引入角设计造成的覆盖发动机干扰范围不足而导致试验失败的问题；给出了针对不同发动机干扰条件下的高低引入角的设计方法；确保了能在最大范围抑制发动机干扰的基础上，保证精度最高以及制导控制回路性能的最优。
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公开(公告)号：CN119471669A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411477100.3
申请日：2024-10-22
Applicant: 江南机电设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于距离‑多普勒的二维空间目标配对方法，包括以下步骤：获取分布式雷达相互收发雷达信号时，不同路径产生的距离‑多普勒数据，所述距离‑多普勒数据包括：路径特征、距离单元、幅值和多普勒值；其中，所述路径特征包括发送雷达编号R1和接收雷达编号R2；对距离‑多普勒数据进行预处理，识别路径类型，生成配对数据集合；确定二维配对条件，所述二维配对条件包括：距离门限和多普勒门限；遍历所述配对数据集合，根据所述二维配对条件生成配对结果数据集。根据上述技术方案，可以基于目标与站点间因为空间位置而具有的距离和多普勒关系，通过配对算法进行筛选，提高真实目标配对成功的准确率，降低虚警率。
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公开(公告)号：CN118914981B
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411405796.9
申请日：2024-10-10
Applicant: 江南机电设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种分布式多节点联合抗距离多普勒遮挡的波形设计方法，包括以下步骤：确定清晰度比例标准，包括杂波清晰区和距离清晰区；确定距离探测区间#imgabs0#、多普勒探测区间#imgabs1#和可选择的PRF范围#imgabs2#；从可选择的PRF范围中提取个体基因，由个体基因创建初始种群#imgabs3#；其中，一个种群#imgabs4#包括M个个体#imgabs5#，一个个体#imgabs6#包括N个不同PRF的波形#imgabs7#作为个体基因；迭代优化初始种群#imgabs8#，生成新一代种群#imgabs9#，设置迭代次数#imgabs10#作为遗传算法终止条件，如果终止进化，输出新种群#imgabs11#为最终种群#imgabs12#；输出所述最终种群#imgabs13#中适应度函数值最高的个体#imgabs14#包含的所有#imgabs15#个PRF，构成波形设计结果。根据上述技术方案，可以在保证抗遮挡效果良好的同时降低计算复杂度。
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公开(公告)号：CN118940551A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411428852.0
申请日：2024-10-14
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 一种非圆截面弹身气动特性计算方法，包括以下步骤：确定非圆截面弹身类型；定义第一法向力系数之比，所述第一法向力系数之比为依据细长体理论获取的非圆截面弹身和等效圆截面弹身当地单位长度法向力系数之比；定义第二法向力系数之比，所述第二法向力系数之比为依据牛顿理论获取的非圆截面弹身和等效圆截面弹身当地单位长度法向力系数之比；根据第一法向力系数之比和第二法向力系数之比，结合所述非圆截面弹身类型，计算不同非圆截面弹身类型的法向力系数#imgabs0#和俯仰力矩系数#imgabs1#，完成不同非圆截面弹身类型的气动特性的计算；通过上述计算方法在提高计算效率的同时保证了计算精度，可快速准确的获得飞行器的气动特性，具有良好工程实用价值。
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公开(公告)号：CN118209004A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410521673.5
申请日：2024-04-28
Applicant: 江南机电设计研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明提供了一种炮射导弹折叠尾翼高过载展开与锁定机构，包括安装在弹尾外的尾翼和安装在弹尾内的n个锁舌；n个尾翼铰接在弹尾上，弹尾上开设有导向槽,尾翼上开设有锁舌孔，锁舌的末端依次伸出导向槽和锁舌孔外；锁舌的末端为弧形，锁舌前端高度低于锁舌孔下端面高度，后端高度高于锁舌孔上端面高度且加工有，所述锁舌安装在滑套上，滑套的外径与弹尾内径相同且安装在弹尾内，滑套和弹尾上均加工中心线在同一平面上的销钉孔，滑套的后端安装有弹簧，弹尾的末端封闭。本发明尾翼的展开和锁定均通过锁舌完成，并且锁舌的动力及其大部分位置均隐藏为导弹弹尾，所以不会增加导弹外壁的体积，同时使其无需弹托对尾翼进行固定，所以不占用装药空间。
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