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[发明专利]一种深侵彻试验三维弹道测试方法-CN202310686451.4在审
发明人：全鑫;董恒;武海军;邓希旻;吕映庆;黄风雷 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2023-06-09 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明提供一种深侵彻试验三维弹道测试方法，通过发泡材料还原弹道后，采用图像处理的方法准确获得深侵彻弹道上每一点的坐标；需要说明的是，本发明配比制成的发泡材料凝固后具有一定强度和韧性，即使经历剖靶过程中混凝土块/石块的冲击磨损也不会发生结构破坏，由发泡材料形成的弹道三维模型在取出后能够保证弹道轨迹完整，该模型能够保持原始的开坑形貌和弹道的三维状态；由此可见，本发明的弹道轨迹还原技术，解决了剖靶随机性与保留弹道迹线完整性的矛盾，很大程度上降低了剖靶的困难性，并具有节省人力和时间成本、简易高效的优点。
一种深侵彻试验三维弹道测试方法

[发明专利]灭火弹落点参数图像空中监测系统及监测方法-CN202310927653.3在审
发明人：陈海峰;朱学伟;李稀稀 -专利权人：武汉巨合科技有限公司
申请日： 2023-07-26 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开了灭火弹落点参数图像空中监测系统，包括：空中飞行观测平台、光电吊舱、综合显控系统，该空中飞行观测平台包括多组空中飞行观测平台，通过旋翼无人机挂载传感器检测灭火弹炸点坐标，自上而下观测成像，在旋翼无人机垂直投影条件下，可提高观测通视性和视野范围，有效减小群发灭火弹炸点时空分布密集时爆炸烟尘遮挡带来的影响，在灭火弹炸点坐标检测中，灭火弹炸点坐标的计算需要进行炸点像素坐标、像机坐标和世界坐标的转换；将机器视觉算法与灭火弹炸点坐标检测相结合的，研制建设基于无人机监测平台的弹药落点参数解析系统，对提高火炮实弹射击毁伤效果评估智能化水平意义重大。
灭火落点参数图像空中监测系统方法

[发明专利]一种靶场关键段姿态交会测量优化布站分析方法-CN202111090090.4有效
发明人：胡小丽;唐明刚;王雨;张涛;罗海青;张玉伦;张伟光;刘彪;吴海英;张思琪;蔡文泽 -专利权人：中国人民解放军63875部队
申请日： 2021-09-17 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种靶场关键段姿态交会测量优化布站分析方法，属于常规靶场光学姿态测量领域，用于光学姿态测量过程中获取靶场常规对称布站条件下平飞段最佳弹道精度，以及确定平飞段及主动段/攻击段最佳对称布站点。本发明通过对平飞段及攻击段不同测试需求分析，以及对关键影响因素进行独立及联合规律分析，首次确立了靶场典型目标关键段姿态交会测量优化对称布站分析方法，为实际姿态测量提供理论依据。该方法也可拓展应用至民用姿态测量相关领域。
一种靶场关键姿态交会测量优化分析方法

[发明专利]一种测试设备-CN202310885033.8有效
发明人：王亚楠;伍思宇;鲁佳;浦利;姜鲲;海日瀚 -专利权人：中国万宝工程有限公司
申请日： 2023-07-19 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本申请公开一种测试设备，包括：靶架，包括靶架面板和多个调节组件，所述靶架面板与多个所述调节组件连接，用于承载靶板；所述多个调节组件的调节方向不同，用于调节所述靶架面板在三维空间中的三维角度，以带动所述靶架面板上所述靶板相对于测试体的着靶角度发生改变；靶板，设置于所述靶架面板的第一表面，用于供所述测试体以不同射击角度进行射击，以将所述测试体固定于所述测试体射击所述靶板所对应的射击位置；靶板压板，设置于所述靶架面板的所述第一表面，用于固定所述靶板，所述靶板压板上具有射击孔，所述射击孔与所述靶板的至少部分区域相对应，用于使所述测试体穿过以射击到所述靶板上。
一种测试设备

[发明专利]一种导弹外型面质量智能总检方法及装置-CN202310694509.X在审
发明人：沈义平;胡攀辉;洪海波;周思浩;孙晓凤;黎朝晖 -专利权人：上海航天精密机械研究所
申请日： 2023-06-12 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种导弹外型面质量智能总检方法及装置，其中，该方法包括：构建全局测量坐标系；根据光学追踪器对待检导弹的测量得到待检导弹在全局测量坐标系的整体位姿；根据各检验区段的导弹外型面三维点云与待检导弹在全局测量坐标系的整体位姿得到各检验区段点云拼接补偿值；根据各检验区段点云拼接补偿值校准外型面各区段点云拼接精度，重构生成导弹全外型面三维模型；将筛选出问题图像映射至导弹全外型面三维模型；根据导弹全外型面三维模型得到几何尺寸值、表面外观及标识检验结果，将几何尺寸值、表面外观及标识检验结果与预设的总检工艺要求比对得到总检结果。本发明具有高精度测量、高测点密度、高检验效率、柔性组合扩展能力强的优点。
一种导弹外型质量智能方法装置

[发明专利]火箭弹动不平衡测试自动化控制系统-CN202010993785.2有效
发明人：王韶光;葛强;王彬;姜志保;柳维旗;王振生;贾昊楠;张洋洋;闫媛媛 -专利权人：中国人民解放军32181部队
申请日： 2020-09-21 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明涉及火箭弹动不平衡测试自动化控制系统，其包括预安装装置和/或拆卸装置；预安装装置包括齿轮存储通道；在齿轮存储通道中竖直放置有工艺齿轮；在齿轮存储通道一端设置有通道出口，在齿轮存储通道另一端设置有推杆，用于将工艺齿轮推向通道出口；在通道出口处一端连接有侧出口通道，在通道出口处另一端设置有Z型侧推头及角度调整齿条；当Z型侧推头的一横向立板与竖直状态的工艺齿轮的外端面接触，Z型侧推头的另一横向立板遮挡通道出口；本发明设计合理、结构紧凑且使用方便。
火箭弹不平衡测试自动化控制系统

[发明专利]火箭弹动不平衡测试装置-CN202010993791.8有效
发明人：王韶光;胡艳华;陈明华;高瑞红;张洋洋;宋志强;姜志保;程春梅;王维娜 -专利权人：中国人民解放军32181部队
申请日： 2020-09-21 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明涉及火箭弹动不平衡测试装置，其包括机架总成及设置在机架总成上的动平衡主体；在动平衡主体外侧分别对应有上料装置、打标机及输出装置；动平衡主体，用于测试的火箭弹体的动不平衡冲量参数；上料装置，包括上料机械手，用于将火箭弹体放置到动平衡主体上；试验装置，作为动平衡主体的一部分，用于顶接火箭弹体两端并驱动火箭弹体旋转测试；打标机，用于在火箭弹体上打标及记录动不平衡冲量参数；输出装置，用于将火箭弹体从试验装置上输出。本发明设计合理、结构紧凑且使用方便。
火箭弹不平衡测试装置

[发明专利]火箭弹动不平衡测试自动化控制系统及方法-CN202010993782.9有效
发明人：张洋洋;王韶光;穆希辉;牛正一;宋桂飞;刘彦宏;贾昊楠;王维娜;尹会进 -专利权人：中国人民解放军32181部队
申请日： 2020-09-21 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明涉及火箭弹动不平衡测试自动化控制系统及方法，其包括预安装装置和/或拆卸装置；预安装装置包括齿轮存储通道；在齿轮存储通道中竖直放置有工艺齿轮；在齿轮存储通道一端设置有通道出口，在齿轮存储通道另一端设置有推杆，用于将工艺齿轮推向通道出口；在通道出口处一端连接有侧出口通道，在通道出口处另一端设置有Z型侧推头及角度调整齿条；当Z型侧推头的一横向立板与竖直状态的工艺齿轮的外端面接触，Z型侧推头的另一横向立板遮挡通道出口；本发明设计合理、结构紧凑且使用方便。
火箭弹不平衡测试自动化控制系统方法

[发明专利]火箭弹动不平衡测试方法-CN202010993422.9有效
发明人：王韶光;胡艳华;张洋洋;宋桂飞;姜志保;宋志强;王维娜;程春梅;尹会进 -专利权人：中国人民解放军32181部队
申请日： 2020-09-21 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明涉及火箭弹动不平衡测试方法，其包括步骤一，在火箭弹体上安装工艺齿轮，使得内锥度花键孔与尾翼部咬合；步骤二，上料机械手将火箭弹体安装在动平衡主体上；首先，在上料工位，将第一支撑部的分度卡口与第二支撑部的分度卡口分别对应安装前支撑部与后尾端；然后，径向螺杆件驱动导向滑块与后导向块向分度卡口根部移动，使得前铰接臂与后铰接臂折叠，从而阻挡火箭弹体从分度卡口滑出；步骤三，在试验工位，通过试验装置顶接火箭弹体两端并驱动火箭弹体旋转测试。
火箭弹不平衡测试方法

[发明专利]快速装填空气炮-CN201910072088.0有效
发明人：谢若泽;李尚昆;孙爱军 -专利权人：中国工程物理研究院总体工程研究所
申请日： 2019-01-25 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开了快速装填空气炮，包括炮体、过渡结构、炮管、装弹结构、滑套；过渡结构的第一端与炮体的一端连通；装弹结构安装在过渡结构与炮管的第一端之间，过渡结构的第二端与装弹结构的第一端连通，装弹结构的第二端与连通炮管的第一端连通；炮弹外径略小于装弹结构与炮管的内径；滑套滑动套装在炮管、装弹结构外部，炮弹装入装弹结构中，滑套用于将滑套内部空间密封。本发明通过直接将炮弹填装在装弹结构中，再将滑套滑动至全覆盖装弹结构，即可完成炮弹的填装，填装较为简单，区别于现有技术中的用工具将炮弹从炮口捅到炮管根部，简化了炮弹填装步骤，发射迅速，减少了炮弹发射前的温度变化。
快速装填空气

[发明专利]高速冲击测试系统-CN202310750066.1在审
发明人：梅海;舒在勤;刘亚洵;刘立胜;张金咏;刘翔 -专利权人：武汉理工大学
申请日： 2023-06-25 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开一种高速冲击测试系统，包括测量观察模块和发射模块；测量观察模块包括防护罩，防护罩的侧部设有挡板和透明防护板、内部设有反射组件和底架、外部设有高速摄像仪，底架上安装有靶架、第一测速仪和第二测速仪，靶架上安装靶板，第一测速仪和第二测速仪分别位于靶架的前后侧，高速摄像仪面向透明防护板且在反射组件的光学反射下能同时观察靶板的背面和侧面；发射模块包括气枪枪管，气枪枪管的尾部设置发射开关、后部设置气室、中部通过稳定支架安装固定、前端穿过挡板后指向靶板，气室通过阀门连接气瓶，气室上设有气压检测件。该系统能从多视角观测侵彻的全过程，整个冲击测试过程都有安全保障，结构简单、操作方便、成本低。
高速冲击测试系统

[发明专利]动静结合导弹单提拉机械分离试验装置-CN202111301443.0有效
发明人：王波兰;胡珊;张保刚;张宏程;张迪;曾清香;葛志闪;刘广;俞刘建;许斌;谢逸轩;陶勇鹏;张帅;李欣益 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2021-11-04 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种动静结合导弹单提拉机械分离试验装置，包括约束结构、主体结构、驱动结构、滑块组件、底板以及第一连接件；所述约束结构、主体结构、驱动结构均安装在所述底板上；所述滑块组件安装在所述主体结构上，用于带动导弹工装在水平方向上运动；所述第一连接件安装在所述导弹工装上，所述第一连接件与所述约束结构相匹配，所述约束结构用于约束所述导弹工装运动；所述驱动结构通过所述主体结构带动所述滑块组件从而驱使所述导弹工装在水平方向上运动。本发明无需采用液压油驱动，避免了实验完成后清除液压油不便，花费时间过长的问题，并且无需手工推动待测工装滑动，利用用驱动结构提供动力驱使导弹工装，能达到高速移动的效果，实验数据更加精准。
动静结合导弹单提拉机械分离试验装置

[发明专利]一种超空泡枪弹跨介质试验装置-CN202211063599.4有效
发明人：郝博;尹兴超;吕超;杨斌;郭嵩;闫俊伟;王杰;张力 -专利权人：东北大学
申请日： 2022-08-31 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开一种超空泡枪弹跨介质试验装置，包括可调节靶板和多自由度跨介质射击装置，可调节靶板包括可调角度靶板和靶板控制力臂，多自由度跨介质射击装置包括入射角控制舵机、夹紧装置和可调角度升降平台，夹紧装置在入射角控制舵机一侧，靶板控制力臂在夹紧装置相对于入射角控制舵机的另一侧，入射角控制舵机包括舵机箱体、角度控制转把、舵机支撑立板、舵机内部传动轴和舵机底座，综上，通过各个机构的配合使得枪管可以准确到达预期的试验位置进行射击试验，可以清晰记录超空泡枪弹以任意角度、距离击中靶板时枪弹在水中的空泡形状，相比传统装置更加省时省力、集成度高。
一种空泡枪弹介质试验装置

[发明专利]基于卡尔曼滤波与弹道方程融合的水中三维弹道拟合方法-CN202111030998.6有效
发明人：孔筱芳;顾青;赵子杰 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2021-09-03 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于卡尔曼滤波与弹道方程融合的水中三维弹道拟合方法。该方法针对目前水中高速射弹三维运动轨迹参数精确测试能力的不足，融合水中弹道方程与卡尔曼滤波方法，实现正交双目高速相机下的水中高速射弹三维运动轨迹精确测试。首先，搭建高精度小型水中弹道测试平台；然后，利用正交双目高速相机捕获水中高速射弹的运动过程图像序列；接着，采用基于Canny算子的图像处理算法，准确提取正交图像平面中的弹头图像坐标；最后，基于水中弹道方程与卡尔曼滤波原理融合方法，精确拟合出水中射弹的三维弹道。实验证明，本发明提出的基于卡尔曼滤波与弹道方程融合的水中三维弹道拟合方法，通过水中弹道方程预测与卡尔曼滤波方程更新，能够得到高精度三维弹道拟合结果，能为水中弹道相关参量的高精度测试提供数据支持，在实际工程应用中具有一定的可行性。
基于卡尔滤波弹道方程融合水中三维拟合方法

[发明专利]一种火箭起飞漂移量测量系统及方法-CN202310945386.2在审
发明人：吴考;布向伟;彭昊旻;徐国光;魏凯;张弛;祖运予;王晨曦;张杰;番绍炳;刘畅;徐丽杰 -专利权人：东方空间技术（山东）有限公司
申请日： 2023-07-31 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭起飞漂移量测量系统及方法，属于跟踪测量技术领域，其中，火箭起飞漂移量测量系统包括目标靶镜、激光跟踪仪、支撑平台和火箭；目标靶镜包括靶镜A和靶镜B；火箭竖向置于所述支撑平台上；靶镜A设置于支撑平台上；所述靶镜B设置于所述火箭侧面；在初始状态下，所述测量头、所述靶镜A和所述靶镜B设置于同一水平直线上；跟踪旋转架配置成跟踪测量目标并根据目标跟踪情况驱动测量头旋转；所述支撑平台用于支撑发射前的火箭。本发明利用激光跟踪仪测量目标靶镜的位置得出相应数据，并进行理论计算，获得起飞漂移量，能够精确获得火箭在发射时的偏移量，为起飞漂移量计算值提供了准确的计算依据。
一种火箭起飞漂移测量系统方法

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