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公开(公告)号：CN118278224A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410707370.2
申请日：2024-06-03
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/10 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种基于能量降阶预测模型的火箭弹滑翔弹道重规划方法，首先构建质点弹道能量降阶预测模型与攻角序列；然后考虑过载与攻角限幅约束，结合质点弹道能量降阶预测模型与攻角序列进行弹道数值积分，预测终端弹道倾角、射程与高度；接下来进行约束判定，若状态偏差向量的模小于阈值即完成弹道规划，求解状态与控制量偏导数矩阵；递归求解敏感度矩阵，最后根据状态偏差向量、敏感度矩阵求解攻角修正量，进一步更新攻角序列。通过数字仿真验证，本发明效果良好。
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公开(公告)号：CN116974215A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310415315.1
申请日：2023-04-18
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明属于半实物仿真技术领域，具体涉及一种内外场结合的半实物仿真系统及仿真方法，所述系统包括：弹目运动模拟系统、目标与环境模拟系统、实时弹道解算系统、试验总控系统、内外场资源互联与信息转换系统；本发明解决了传统的半实物仿真系统只有弹上制导控制系统参试，武器系统其他重要组成单元无法参试；试验中开展模型解算及计算飞行弹道所使用的参数为假定的参数或根据经验推算的参数与真实外场环境相比逼真度不够的弊端。该仿真系统及仿真方法设计简单、有效、实用，整个仿真过程更接近于真实外场环境下的实际飞行过程，具有很好地推广应用空间。
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公开(公告)号：CN111336872A
公开(公告)日：2020-06-26
申请号：CN202010076523.X
申请日：2020-01-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘梦焱 , 刘琦 , 刘满国 , 肖堃 , 王娇 , 张翔 , 朱克炜 , 王鹏 , 高晓波 , 娄江 , 方莉 , 邓海鹏 , 王博 , 李昊 , 梁益铭 , 党元杰 , 范中平
IPC: F42B35/00 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种适用于模拟弹体姿态运动的转台的补偿式仿真方法，通过叠加牺牲角以及补偿角的方法，以牺牲转台正向俯仰角活动范围的前提下，解决了因负向俯仰角过大而导致转台机械角度限位的问题，满足了大落角攻击模式的武器系统半实物仿真需求，实现了大落角攻击模式的武器系统半实物仿真闭环实验，为制导火箭项目的武器研制提供了有力保障。
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公开(公告)号：CN111221268A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN202010076529.7
申请日：2020-01-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种姿态角大范围变化条件下的半实物仿真试验方法，在制导火箭姿态角大范围变化，超过三轴转台的工作角度范围时，进行标志位的切换，由三分量注入切换至六分量注入，本发明能够完成制导火箭姿态角大范围变化时的仿真试验。
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公开(公告)号：CN119148731A
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411249478.8
申请日：2024-09-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于固定翼无人机编队飞行的转弯半径调节方法，基于航线中直线段与弧线段的比例关系，调节转弯过程中内、外圈无人机的转弯半径，进而减小由编队侧向偏移量所造成的出弯后前向误差。在无人机编队飞行过程中，由于侧向偏移量的存在，不同无人机所处内、外圈的航路长度不同，导致转弯后整个编队存在较大的前向误差，而无人机自身调速能力相对有限，往往难于快速实现编队构型的恢复。本方法适用于固定翼无人机集群以各种编队构型进行各种角度转弯的情况，可大幅度减少转弯后的编队误差，有利于固定翼无人机集群编队构型的保持，这在集群系统中有着广阔的应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118278224B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410707370.2
申请日：2024-06-03
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/10 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种基于能量降阶预测模型的火箭弹滑翔弹道重规划方法，首先构建质点弹道能量降阶预测模型与攻角序列；然后考虑过载与攻角限幅约束，结合质点弹道能量降阶预测模型与攻角序列进行弹道数值积分，预测终端弹道倾角、射程与高度；接下来进行约束判定，若状态偏差向量的模小于阈值即完成弹道规划，求解状态与控制量偏导数矩阵；递归求解敏感度矩阵，最后根据状态偏差向量、敏感度矩阵求解攻角修正量，进一步更新攻角序列。通过数字仿真验证，本发明效果良好。
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公开(公告)号：CN116719333B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202310600718.3
申请日：2023-05-25
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 苗昊春 , 邓海鹏 , 栗金平 , 高登巍 , 李琪 , 宋宇航 , 潘瑞 , 裴培 , 张宝 , 刘梦焱 , 马季容 , 韩琰 , 戴存喜 , 常江 , 程冬 , 卢莺 , 王晨
IPC: G05D1/49 , G05D109/28
Abstract: 本发明公开了一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法，主要解决传统弹道倾角（偏角）控制偏差求取方法中存在的问题：首先计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向的单位在发射坐标系中三个轴向的投影，然后通过3次坐标旋转将其转换到弹体坐标系，再分别计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向与弹体坐标系之间的夹角，两者作差后计算得到速度矢量控制偏差，利用速度矢量控制偏差计算得到舵偏角控制指令。通过多次飞行试验验证，本发明效果良好。
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公开(公告)号：CN118049330A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410203467.X
申请日：2024-02-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种固体脉冲姿控发动机抗发射扰动的点火方法，首先根据惯导测量的实时导弹姿态角计算发射系转弹体系的转换矩阵，然后根据标称俯仰角和发射离轴角，计算标称弹轴在发射系的单位投影向量；接下来计算标称弹轴在弹体系的单位投影向量；之后计算弹体俯仰和偏航通道的姿态角偏差；最终结合装定的姿态角偏差阈值，通过逻辑计算得到固体脉冲姿控发动机点火指令。本发明方法可以有效避免由于初始扰动较大而导致弹体发散的问题。
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公开(公告)号：CN116859772B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311127289.9
申请日：2023-09-04
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法，首先将导弹弹体假想为一个刚体，然后基于导弹飞行力学计算出导弹飞行过程中刚体的俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度、z方向线加速度；再根据实飞弹道或设计弹道计算出真实俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度、z方向线加速度四个变量的1阶和2阶弹性模态量；最后将刚体的四个参数与弹性模态量叠加得到导弹弹体真实的俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度、z方向线加速度；最后，将其注入给导弹的惯性测量装置。本发明方法设计简单、有效、实用、通用性强，简化了试验流程，实现了人力、人力、物力、时间和研制成本的大幅节约，具有很好的推广应用空间。
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公开(公告)号：CN116719333A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310600718.3
申请日：2023-05-25
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 苗昊春 , 邓海鹏 , 栗金平 , 高登巍 , 李琪 , 宋宇航 , 潘瑞 , 裴培 , 张宝 , 刘梦焱 , 马季容 , 韩琰 , 戴存喜 , 常江 , 程冬 , 卢莺 , 王晨
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法，主要解决传统弹道倾角（偏角）控制偏差求取方法中存在的问题：首先计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向的单位在发射坐标系中三个轴向的投影，然后通过3次坐标旋转将其转换到弹体坐标系，再分别计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向与弹体坐标系之间的夹角，两者作差后计算得到速度矢量控制偏差，利用速度矢量控制偏差计算得到舵偏角控制指令。通过多次飞行试验验证，本发明效果良好。
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