本發(fā)明公開了一種固體火箭發(fā)動機斜置噴管防旋轉(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，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)計凸起的詳細構(gòu)型。采用本發(fā)明方法在噴管座加工完后，對噴管進行斜切時，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，該方法在標準電源監(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)明公開了一種高超聲速飛行器飛行軌跡近似迭代解析計算方法，首先，建立高超聲速飛行器滑翔飛行動力學(xué)模式，忽略側(cè)向運動，得到線性矩陣微分方程形式的縱向平面動力學(xué)模型；其次，根據(jù)不同類型飛行軌跡的特點，對線性矩陣微分方程進行針對性簡化，通過...

本發(fā)明公開了一種舵機正向設(shè)計和驗證的方法與系統(tǒng)，包括如下步驟：論證舵機技術(shù)要求、確認舵機總體設(shè)計技術(shù)路線；論證舵機技術(shù)要求、確認舵機總體設(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\機械接口適配性分析；試制樣機，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)控一體化熱防護結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，包括：確定熱防護結(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，導(dǎo)引頭以一定角速度周期性往復(fù)運動，通過對目標連續(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行實部序列、虛部序列求和后得到混沌子載波傳輸信號...

一種智能無人飛行器氣動結(jié)構(gòu)降階分析模型，包括氣動降階模型和結(jié)構(gòu)降階模型；氣動結(jié)構(gòu)降階分析過程為：初始化氣動降階模型和結(jié)構(gòu)降階模型；在給定計算工況下，氣動降階模型計算得到作用在智能無人飛行器結(jié)構(gòu)上的氣動載荷；通過力插值算法將氣動網(wǎng)格上的載...

本發(fā)明涉及一種滿足位置約束的多角度進入三維矢量制導(dǎo)方法，屬于制導(dǎo)技術(shù)領(lǐng)域。相比于傳統(tǒng)方法，本發(fā)明提出的在給定位置約束條件下實現(xiàn)進入角度的提前對準，同時考慮空間平面約束和末段攻擊矢量方向的約束，采用空間矢量制導(dǎo)方法可以計算最小轉(zhuǎn)角和對應(yīng)空...

本發(fā)明涉及一種考慮多角度進入情況下的大落角攻擊指令計算方法，屬于飛行器制導(dǎo)控制技術(shù)領(lǐng)域。該方法通過坐標轉(zhuǎn)換的方式實現(xiàn)將目標系要求的進入角度和落角轉(zhuǎn)換到發(fā)射系，同時考慮飛行距離和地球曲率的影響，保證原偏置比例導(dǎo)引律形式不變的情況下實現(xiàn)高精...

本發(fā)明公開了一種激光半主動與長波紅外成像復(fù)合模擬器，適用于在武器系統(tǒng)半實物仿真試驗中生成激光半主動回波模擬信號、長波紅外動態(tài)目標背景等復(fù)合光學(xué)環(huán)境，模擬器受仿真控制系統(tǒng)實時驅(qū)動，實現(xiàn)對彈目接近過程中不同距離、不同時段、不同工作條件下激光...

本發(fā)明公開了一種沿飛行軌跡的陶瓷天線罩瞬態(tài)熱應(yīng)力快速計算方法，包括：確定計算輸入，包括陶瓷天線罩的氣動熱環(huán)境和待評估的結(jié)構(gòu)方案；設(shè)定陶瓷天線罩的周向離散策略，以確定陶瓷天線罩的多個子午面；構(gòu)造氣動熱環(huán)境插值模型，確定飛行全程陶瓷天線罩氣...

本發(fā)明涉及一種基于有動力飛行器時變模態(tài)預(yù)測實現(xiàn)的飛行控制方法，屬于有動力飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明的方法簡單可行，可精準預(yù)測飛行器在主動段的振動固有頻率，從而可有效提高主動段飛行控制精度，降低飛行風(fēng)險，在有動力飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域具有很好...

本發(fā)明涉及一種舵資源最優(yōu)利用的分配方法，屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域。該方法僅使用通道舵偏角指令作為輸入的非常規(guī)舵分配思路，設(shè)計了令最大單片舵指令絕對值盡量小的最優(yōu)舵資源利用的方法，能夠在舵資源緊俏情況下充分利用舵資源，最大限度避免由于某片舵...

本發(fā)明提出一種基于映射關(guān)系的智能無人飛行器總體參數(shù)優(yōu)化模型，建立了"總體?性能?部件"三層映射關(guān)系，其中飛行性能映射關(guān)系揭示了氣動性能改善與降低動力系統(tǒng)和能源系統(tǒng)需求的關(guān)系；結(jié)構(gòu)特性映射關(guān)系建立了總體參數(shù)與結(jié)構(gòu)重量之間的定量關(guān)系；制導(dǎo)性...

本發(fā)明屬于飛行器回收技術(shù)領(lǐng)域，提供了一種飛行器可控傘降回收裝置，包括開傘電機(1)、電機支架(2)、電機搖臂(3)、連桿(4)、回收傘艙(5)、傘艙蓋(6)、傘艙鎖塊扭簧(9)、鎖塊轉(zhuǎn)軸(10)、驅(qū)動桿(11)、解鎖鉤(12)、彈簧導(dǎo)桿...

本技術(shù)屬于機械制造冷加工技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種小直徑圓柱零件高效夾緊組合裝置，所述組合裝置包括：基座、彈性夾頭、零件及鎖緊螺母；所述零件為小直徑圓柱形的待夾緊零件，安裝在彈性夾頭中心的安裝孔內(nèi)，二者一起安裝在基座的內(nèi)錐孔內(nèi)；鎖緊螺母內(nèi)錐...