公开(公告)号：CN118607103A

公开(公告)日：2024-09-06

申请号：CN202410761109.0

申请日：2024-06-13

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 刘小波 ,  蔡克荣 ,  江振 ,  杨建东 ,  杜哲 ,  张鑫 ,  李锦润

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明提供了一种估算导弹摩擦轴向力系数的方法及系统，包括：建立大气模型步骤，输出参数，包括：自由来流速度V∞、对应飞行高度处的大气密度ρ∞和空气粘性系数μ∞；导弹部件划分步骤；部件特征尺寸计算步骤，计算各部件特征长度Lr和湿表面积Sweti并计算全弹参考面积Sr和全弹特征长度；雷诺数计算，计算各部件等效雷诺数Ree及计算特征雷诺数Re；流态判断，根据各部件等效雷诺数Ree判断流态，基础摩擦轴向力系数计算、气体压缩性修正，各部件摩擦轴向力系数计算及全弹摩擦轴向力系数计算。本申请所提供的摩擦轴向力计算方法仅需提供导弹主要特征尺寸和湿表面面积，具有计算简单方便、计算效率高，计算精度高等优点。

公开(公告)号：CN115713046A

公开(公告)日：2023-02-24

申请号：CN202211384035.0

申请日：2022-11-07

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 刘小波 ,  李勇 ,  仇理宽 ,  刘伟 ,  马印锴 ,  李欣

IPC: G06F30/28 ,  F42B10/14 ,  G06F30/15 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明提供了一种战术导弹折叠舵翼外翼气动特性计算方法及系统，包括：步骤S1：选取导弹武器上的折叠舵翼获得外翼上的气动特性；步骤S2：根据得到的法向力及扭矩数据得到系数，获得外翼气动力和力矩的显式表达；步骤S3：根据外翼气动力和力矩的显式表达求得其他舵面在不同滚转角及攻角下的数据。本发明给出了采用本发明的公式计算出的数据与样本数据的对比，在绝大部分工况下预测值与样本值吻合良好，可以满足实际工程研制的需求。本发明提供的预测方法简单、明了，预测精度高，可满足绝大部分舵翼折叠的导弹武器的研制。

公开(公告)号：CN114330154A

公开(公告)日：2022-04-12

申请号：CN202111444558.5

申请日：2021-11-30

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 阮文华 ,  刘金花 ,  刘小波 ,  刘伟 ,  李欣 ,  束川良

IPC: G06F30/28 ,  G06F30/15 ,  G06F16/22 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明提供了一种飞行器气动数据发布系统及方法，包括以下模块：气动数学模型解算模块：对气动原始数据进行降维和插值；源数据管理模块：对气动原始数据进行驱动、组织、转换并生成定制数据结构和数据插值边界；数据应答模块：使用数据插值边界进行输入定制数据结构的越界检查，通过气动数学模型解算模块进行解算，生成结果返回给用户。本发明提供的系统具有使用简单，适用范围广，鲁棒性好的优点。

公开(公告)号：CN109141903B

公开(公告)日：2020-10-09

申请号：CN201811162659.1

申请日：2018-09-30

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 阮文华 ,  蔡克荣 ,  刘小波 ,  邹仁珍 ,  吴捷 ,  莫麟

IPC: G01M15/14

Abstract: 本发明提供了一种燃气舵热试车试验方法及系统，包括：将四个舵面呈X字形布局在发动机尾喷管，并执行以下步骤：根据偏转指令偏转舵面，处于同一对角线上的两个舵面的偏转指令相同；实时采集各舵面的气动力/力矩数据；对采用相同偏转指令的舵面进行算数平均运算。本发明采用在发动机尾喷管后部安装“X”字形布局的测力装置和燃气舵面，可以克服发动机拖尾尾焰上闯易造成上部测力装置烧毁和下部测力装置安装困难的缺点；对处于“X”字形对角线上的两两舵面的燃气气动力进行算数平均处理，可以有效消除发动机火焰偏心和测量装置自重带来的舵面燃气气动力测量误差。

公开(公告)号：CN109141903A

公开(公告)日：2019-01-04

申请号：CN201811162659.1

申请日：2018-09-30

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 阮文华 ,  蔡克荣 ,  刘小波 ,  邹仁珍 ,  吴捷 ,  莫麟

IPC: G01M15/14

Abstract: 本发明提供了一种燃气舵热试车试验方法及系统，包括：将四个舵面呈X字形布局在发动机尾喷管，并执行以下步骤：根据偏转指令偏转舵面，处于同一对角线上的两个舵面的偏转指令相同；实时采集各舵面的气动力/力矩数据；对采用相同偏转指令的舵面进行算数平均运算。本发明采用在发动机尾喷管后部安装“X”字形布局的测力装置和燃气舵面，可以克服发动机拖尾尾焰上闯易造成上部测力装置烧毁和下部测力装置安装困难的缺点；对处于“X”字形对角线上的两两舵面的燃气气动力进行算数平均处理，可以有效消除发动机火焰偏心和测量装置自重带来的舵面燃气气动力测量误差。

公开(公告)号：CN116822042A

公开(公告)日：2023-09-29

申请号：CN202310369699.8

申请日：2023-04-07

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 刘小波 ,  蔡克荣 ,  李勇 ,  李欣 ,  马印锴 ,  杨建东

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/28 ,  G06F111/10 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明提供了一种可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，包括：采用三通道控制的面对称可变外形飞行器，所述三通道为俯仰、偏航和滚动通道；将气动力数据表述为无舵偏基准数据与舵偏增量数据的叠加，气流角采用攻角和侧滑角体系；在气动力坐标系下定义气动力，建立法向力模型、轴向力模型、侧向力模型、俯仰力矩模型、滚转力矩模型和偏航力矩模型。本发明解决了可变外形飞行器在气动力建模时需要大量样本数据的问题，可在较大程度上节省风洞试验状态及CFD计算的工作量；考虑了通道间的耦合效应，使得模型在复杂气流及舵偏角组合情况下具有较高的精度。

公开(公告)号：CN107844625A

公开(公告)日：2018-03-27

申请号：CN201710823873.6

申请日：2017-09-13

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 阮文华 ,  王学成 ,  仇理宽 ,  刘小波 ,  张健 ,  李小林 ,  堵鹏

IPC: G06F17/50

CPC classification number: G06F17/5009 ,  G06F2217/78 ,  G06F2217/80 ,  G06F2217/84

Abstract: 本发明提供了一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法，包括以下步骤：步骤一，以舵面前缘涂层厚度、舵面涂层平均厚度和火箭发动机初温为参数，建立估算方法如下式所示，tm＝tm(Lf，La，Tr),其中，tm表示舵面起烧时刻点，tm()表示舵面起烧函数，Lf表示舵面前缘涂层厚度，La表示舵面除前缘外其他部位涂层平均厚度，Tr表示试车前火箭发动机初始温度；步骤二，通过喷涂烧蚀型燃气舵面搭载火箭发动机得到多组试验数据，进行数据拟合，得到具体函数表达式。本发明数据准备方便，计算简单，试车次数少，结果准确度可满足工程设计需要。

公开(公告)号：CN106570243A

公开(公告)日：2017-04-19

申请号：CN201610941034.X

申请日：2016-10-25

Applicant: 上海机电工程研究所

Inventor： 刘广 ,  杨积东 ,  许斌 ,  庄国平 ,  张志军 ,  苗晓婷 ,  刘小波 ,  李晓东 ,  司马珂

IPC: G06F17/50 ,  G05B17/02

Abstract: 本发明公开了一种导弹设计仿真一体化平台，包括：平台门户层，用于导弹各专业设计工程师、仿真工程师统一工作的门户；设计应用层，用于导弹总体、制导控制系统、结构、气动等各专业快速设计；仿真应用层，用于导弹总体、制导控制系统、结构、气动等各专业仿真分析；平台服务层，用于对企业现有的导弹知识数据、专业模型、分析流程、专业工具、IT工具等进行有效的配置管理；基础资源层，用于将导弹研发过程中积累、总结、归纳所形成的产品设计经验、软件分析工具、硬件计算设备等进行有效的共享管理。本发明实现了导弹总体方案数字化设计仿真、设计知识的积累与复用，为导弹总体设计人员提供专业化设计、仿真分析和数据管理工具。