本發(fā)明公開了一種球型聚能噴管，包括噴管外壁、噴管傳播段、噴管收縮段、噴管匯聚腔、噴管喉部以及噴管擴(kuò)張段，其中：噴管傳播段的前端與爆震發(fā)動機(jī)的燃燒室后端連接，噴管傳播段的后端設(shè)置有噴管收縮段，二者構(gòu)成彎折段；噴管匯聚腔為球形結(jié)構(gòu)，所述彎折...

本發(fā)明涉及一種捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)無基準(zhǔn)初始對準(zhǔn)絕對精度計算方法，屬于慣性導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明運用特定姿態(tài)跟蹤算法，在無基準(zhǔn)測量設(shè)備的環(huán)境下，僅通過簡單的兩位置旋轉(zhuǎn)法，即可精準(zhǔn)計算捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對準(zhǔn)的精度。該方法有效解決了以往精度計算對測試環(huán)...

本發(fā)明涉及一種適用于高速飛行器二次折疊舵的設(shè)計方法及結(jié)構(gòu)，屬于高速飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明通過舵面的二次折疊，可有效減小飛行器外徑與展長對舵面折疊后的外輪廓尺寸，從而減小飛行器存儲箱的尺寸，提高裝填密度；本發(fā)明一級動舵面和二級動舵面之...

本技術(shù)屬于低散射載體外形設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于衛(wèi)星導(dǎo)航天線雷達(dá)散射特征研究的低散射載體，包括上下表面、側(cè)向和尾部端面，所述的上下表面均為具有類水滴形的平面結(jié)構(gòu)；所述樣件安裝平面位于上表面；所述上表面中部設(shè)有樣件通用安裝槽；所述側(cè)...

本技術(shù)屬于數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于集群武器的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，包括數(shù)據(jù)控制中心、交換機(jī)和數(shù)據(jù)采集裝置；所述數(shù)據(jù)控制中心連接交換機(jī)；所述交換機(jī)連接數(shù)據(jù)采集裝置。本技術(shù)具備集群武器單機(jī)、多機(jī)數(shù)據(jù)采集能力，采集數(shù)據(jù)類型多，滿足各類集...

本技術(shù)屬于武器系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種小型彈藥空投機(jī)構(gòu)，包括底板、抱環(huán)座、抱環(huán)、轉(zhuǎn)軸、插銷、插銷支座、連桿、舵機(jī)、搖臂、適配塊。空投狀態(tài)下，彈藥由抱環(huán)夾緊固定。空投機(jī)構(gòu)作為彈藥的空中投放系統(tǒng)，通過底板與飛行平臺固定，舵機(jī)在收到控制信號...

本發(fā)明公開了一種零代碼集成驗證系統(tǒng)及方法，所述系統(tǒng)包括設(shè)備配置模塊、協(xié)議配置模塊和流程配置模塊；設(shè)備配置模塊用于實現(xiàn)儀器的參數(shù)配置、校驗并結(jié)合流程配置模塊的指令序列執(zhí)行儀器操作；協(xié)議配置模塊用于對預(yù)設(shè)的協(xié)議表中的數(shù)據(jù)進(jìn)行解析與組包；所述...

本發(fā)明公開了一種數(shù)據(jù)驅(qū)動的寬速域弧形翼滾轉(zhuǎn)特性設(shè)計方法，包括：根據(jù)弧形翼的氣動外形和飛行工況確定設(shè)計參數(shù)，構(gòu)建設(shè)計參數(shù)空間；在設(shè)計參數(shù)空間中，通過對設(shè)計參數(shù)進(jìn)行采樣以生成CFD模擬的樣本點集；針對設(shè)計參數(shù)中所包含的幾何參數(shù)，生成匹配的C...

本發(fā)明公開了一種數(shù)據(jù)鏈斷鏈數(shù)據(jù)處理方法，針對飛行平臺中數(shù)據(jù)鏈鏈路不穩(wěn)定導(dǎo)致的回傳載荷信息缺失的問題，通過周期性實時檢測鏈路通聯(lián)狀態(tài)，當(dāng)鏈路中斷時將接收的信息分類存儲在存儲器中，在鏈路恢復(fù)后將存儲器內(nèi)存儲的信息按照重要程度，分別與實時數(shù)據(jù)...

本發(fā)明公開了一種數(shù)據(jù)驅(qū)動的尖薄前緣組件電弧風(fēng)洞試驗條件設(shè)計方法，包括：設(shè)定電弧風(fēng)洞試驗的試驗噴管并計算出口馬赫數(shù)；計算尖薄前緣組件飛行工況下的外表面溫度場并確定特征溫度；設(shè)計尖薄前緣組件的試驗狀態(tài)，利用不同的試驗狀態(tài)構(gòu)建電弧風(fēng)洞試驗軌道...

本發(fā)明公開了一種適用于多部件Can總線數(shù)據(jù)的快速解碼方法，可用于構(gòu)成復(fù)雜且采用Can總線通信的武器系統(tǒng)在半實物仿真、系統(tǒng)聯(lián)試及外場試驗時數(shù)據(jù)快速分析，提高數(shù)據(jù)分析效率。該解碼方法具有使用簡單、解碼快速、便于分析等特點，其設(shè)計要點包括：C...

本發(fā)明公開了一種固體火箭發(fā)動機(jī)斜置噴管防旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，根據(jù)噴管斜切時施加的力矩以及壓強(qiáng)，計算凸起的數(shù)量和側(cè)面積；確定凸起數(shù)量和側(cè)面積；根據(jù)凸起數(shù)量和尺寸，設(shè)計凸起的詳細(xì)構(gòu)型。采用本發(fā)明方法在噴管座加工完后，對噴管進(jìn)行斜切時，噴管不會...

本發(fā)明公開了一種適用于多部件串口數(shù)據(jù)的快速解碼方法，可用于構(gòu)成復(fù)雜且采用串口通信的飛行器在聯(lián)試、半實物仿真、及外場試驗時數(shù)據(jù)快速分析，提高數(shù)據(jù)分析效率。該解碼方法具有使用簡單、解碼快速、便于分析等特點，其設(shè)計要點包括：串口數(shù)據(jù)解碼協(xié)議設(shè)...

本發(fā)明涉及一種飛行器主動段固有頻率計算方法，屬于有動力飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明的方法簡單，可精準(zhǔn)預(yù)測飛行器在主動段的振動固有頻率，從而有效提高主動段飛行控制精度，降低飛行風(fēng)險，在飛行器技術(shù)領(lǐng)域具有很好的推廣應(yīng)用空間。

本發(fā)明提出一種用于多次沖擊試驗的重復(fù)沖擊試驗裝置與加載波形控制方法，采用異型撞擊桿替代傳統(tǒng)的圓柱撞擊桿，并將入射桿與撞擊桿接觸的端頭設(shè)計為錐體，異型端頭入射桿端面直徑與異型撞擊桿端面一致；針對所測材料和結(jié)構(gòu)對加載波形的要求，通過設(shè)計錐形...

本發(fā)明公開了一種無尖峰的電源監(jiān)控電路設(shè)計方法，該方法在標(biāo)準(zhǔn)電源監(jiān)控電路基礎(chǔ)上，增加一個MOSFET電路，利用其閾值電壓Vt產(chǎn)生約為1V的壓降，從而避免監(jiān)控電路的輸出電壓，在未正常工作時升高，以保證FPGA為一個已知狀態(tài)，防止在系統(tǒng)上電過...

本發(fā)明公開了一種舵機(jī)正向設(shè)計和驗證的方法與系統(tǒng)，包括如下步驟：論證舵機(jī)技術(shù)要求、確認(rèn)舵機(jī)總體設(shè)計技術(shù)路線；論證舵機(jī)技術(shù)要求、確認(rèn)舵機(jī)總體設(shè)計技術(shù)路線；開展虛擬驗證，完成多學(xué)科仿真分析、電氣\機(jī)械接口適配性分析；試制樣機(jī)，開展實物測試驗證...

本發(fā)明公開了一種干擾區(qū)多層抗燒蝕?輻射調(diào)控一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，包括：確定熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計方案下的高超聲速飛行器的飛行參數(shù)；設(shè)定熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的參數(shù)約束條件；針對局部干擾區(qū)建立氣動熱數(shù)值仿真計算模型；計算得到不同組飛行參數(shù)下干擾區(qū)的熱環(huán)境...

本發(fā)明公開了一種導(dǎo)引頭框架角與激光測距同步性測試方法，以自然環(huán)境中鏤空桿狀物體作為目標(biāo)，導(dǎo)引頭以一定角速度周期性往復(fù)運動，通過對目標(biāo)連續(xù)測距實現(xiàn)導(dǎo)引頭框架角與激光測距同步性的測試。本發(fā)明的突出優(yōu)點是，測試方法簡單易于實現(xiàn)，對測試環(huán)境要求...

本發(fā)明公開了一種基于混分多址和正交頻分多址的高速率差分鍵控通信方法，包括：待傳輸信息序列經(jīng)過串并轉(zhuǎn)換、擴(kuò)頻映射處理后，經(jīng)過混沌正交型濾波器處理得到對應(yīng)的混沌偽正交信號；混沌偽正交信號分別進(jìn)行實部序列、虛部序列求和后得到混沌子載波傳輸信號...