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公开(公告)号：CN116576735B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202310505667.6
申请日：2023-05-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 牛智奇 , 刘钧圣 , 李琪 , 杨树兴 , 苗劲松 , 杨云刚 , 李昊 , 魏其 , 裴培 , 翟英存 , 庞川博 , 吕红鹰 , 马兴普 , 李晓鹏 , 张永励 , 司忍辉 , 宋宇航
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，通过受限约束下的基准弹道优化及在线主动翻身控制策略设计，在采用传统滚转姿态系统的基础上，有效降低飞行弹道热环境、合理分散气动热载荷及热防护压力，实现了超远程制导火箭气动热主动缓解控制。本发明首先通过力‑热约束下的基准弹道优化，对弹体法向过载和弹体驻点的热流峰值进行有效限制，并基于此设计了在线主动翻身触发时刻和滚转策略；然后通过设计姿态控制系统跟踪此翻身滚转角指令使得弹体I、III象限热环境分散平均，有效降低单侧长时气动加热的压力，实现气动热主动缓解控制。
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公开(公告)号：CN118012079B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410428318.3
申请日：2024-04-10
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/43 , G05D1/242 , G05D109/10
Abstract: 本发明公开了一种基于过载能力的多角度攻击侧向标称轨迹生成方法，首先根据装定的目标点和攻击进入角度计算攻击段水平轨迹；然后根据攻击进入点与过载能力计算绕飞段水平轨迹；接下来计算过发射点且与绕飞轨迹相切的初始段水平轨迹；最后将生成的三段水平轨迹拼接，构成多角度攻击侧向标称轨迹。通过仿真分析，本发明的实施效果较好。
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公开(公告)号：CN118009819B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410428317.9
申请日：2024-04-10
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种弱资源情况下的转弯控制策略设计方法，依次计算滚转通道舵偏角指令、弹体实时弹道倾角和弹道偏角、发射系速度方向单位向量及速度方向指令单位向量、准弹体系速度方向单位向量及速度方向指令单位向量、准弹体系俯仰和偏航通道舵偏角指令、弹体系俯仰和偏航通道舵偏角指令，最终将弹体系俯仰和偏航通道舵偏角指令分配为单片舵偏角指令。本发明有效降低了发射初始段由于舵效低而长时间满舵所导致的程序角跟踪误差较大甚至弹体发散的风险。
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公开(公告)号：CN117989937A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410268089.3
申请日：2024-03-08
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 牛智奇 , 李琪 , 刘钧圣 , 杨树兴 , 苗劲松 , 杨云刚 , 高登巍 , 裴培 , 刘贻鑫 , 李昊 , 邓海鹏 , 翟英存 , 庞川博 , 张永励 , 马兴普 , 李晓鹏 , 李瑶 , 杜运理 , 张浩博
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种考虑气动热约束的制导火箭弹道在线生成方法。首先，以当前时刻制导火箭状态为初值，采用偏置比例导引律生成攻角控制律，进而通过变步长积分，得到当前时刻的标称弹道；其次，利用生成的标称弹道，计算弹身驻点最大热流密度；紧接着，构造剩余射程和当前时刻附加攻角的附加攻角曲线；然后，通过梯度下降方法迭代计算当前时刻附加攻角，以满足最大热流密度约束；最后，利用当前时刻附加攻角的最终值，计算得到附加攻角曲线，并对弹道进行更新。本发明方法结构简单，易于工程实现，具有较大的推广应用空间。
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公开(公告)号：CN117172077A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311402838.9
申请日：2023-10-27
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 向玉伟 , 牛智奇 , 庞川博 , 杨树兴 , 吕鸿鹰 , 苗昊春 , 袁先士 , 付小武 , 朱红星 , 韦巧玲 , 童静 , 杨云刚 , 李琪 , 苗劲松 , 魏其 , 司忍辉
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法，主要解决传统设计方法中，以结构设计为主，气动设计为辅，转轴机构优先满足结构强度要求而导致气动性能较差的问题；本发明采用的方案是针对转轴机构与尾舵面的融合醒设计，兼顾了尾舵结构外形、气动性能和气动热环境三者的综合性能，气动性能在兼顾结构强度的情况下达到最优，同时考虑了折叠舵在高超声速情况下气动热设计，进一步降低了防热成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116341390B
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310527336.2
申请日：2023-05-11
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 牛智奇 , 杨云刚 , 杨树兴 , 苗劲松 , 李琪 , 李昊 , 魏其 , 裴培 , 庞川博 , 邓海鹏 , 高登巍 , 张永励 , 郭国强 , 司忍辉 , 李瑶 , 杜运理
IPC: G06F30/27 , G06N3/006 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 本发明提供了一种全局搜索快速收敛多约束弹道优化方法，以多个离散时刻攻角组成优化变量，建立改进的粒子群优化算法，获得满足制导火箭落角、落速、弹道高度、最大过载或法向力、热流密度等多约束条件的全局最优解，当优化目标函数的适应度值收敛时，获得最优攻角序列和最优弹道。本发明可在制导火箭落角、落速、弹道高度、最大过载或法向力、热流密度等多约束条件下，快速迭代收敛，获得最优弹道，避免了算法早熟和陷入局部最优解，计算量小，简单有效，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN116384256B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310528578.3
申请日：2023-05-11
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 牛智奇 , 杨云刚 , 杨树兴 , 李琪 , 李昊 , 苗劲松 , 裴培 , 魏其 , 司忍辉 , 高登巍 , 李平 , 韩琰 , 席晓文 , 郭国强 , 宋宇航 , 付璐
IPC: G06F30/27 , G06N3/006 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开了一种基于参考方案局部搜索多约束弹道优化方法，首先建立制导火箭纵向运动方程，然后确定弹道优化目标函数和约束条件，建立弹道优化数学模型；接下来建立局部搜索改进粒子群优化算法；最后进行弹道迭代优化解算和适应度评价。本发明可充分利用已有设计经验，基于参考方案进行局部搜索，获得满足制导火箭落角、落速、弹道高度、最大过载或法向力、热流密度等多约束条件的最优弹道，大幅降低了弹道优化计算量，提升了弹道优化效率，简单有效，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN116566358A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310567725.8
申请日：2023-05-19
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 , 杨树兴 , 李琪 , 高登巍 , 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
Abstract: 本发明公开了一种高超声速火箭弹滤波方法，首先采用双线性变换法对滤波器进行离散化，然后设计滤波算法，以4ms解算周期实现了2ms的滤波效果，试验表明优化后的滤波算法效果较好。
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公开(公告)号：CN116305591A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310572605.7
申请日：2023-05-22
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种制导火箭力热迭代联合优化总体设计方法，首先在制导火箭射程、射高、落速、落角等条件的约束下，通过优化计算使舵面法向力、舵前缘总加热量最小和端头驻点总加热量最小，一轮周期优化结束后，利用优化结果增加舵前缘总加热量和端头驻点总加热量约束，对舵面法向力进行迭代优化，后续增加舵面法向力和端头驻点总加热量约束对舵前缘总加热量进行迭代优化，最后增加舵面法向力和舵前缘总加热量约束对端头驻点总加热量进行迭代优化，直至两次端头驻点总加热量迭代优化结果小于阈值，迭代优化结束。该力热迭代联合优化总体设计方法架构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于制导火箭力热优化总体设计中。
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公开(公告)号：CN117470036B
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202311236621.5
申请日：2023-09-25
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 马兴普 , 戴存喜 , 牛智奇 , 韩琰 , 张永励 , 李晓鹏 , 陈昊 , 南广智 , 马颖超 , 李昊 , 宋宇航 , 靳鑫 , 杜天宇 , 苗劲松 , 赵晓刚 , 杨云刚 , 李琪 , 王璐 , 王东凯 , 贾智波
Abstract: 本发明公开了一种折叠舵扭矩传递结构，针对折叠舵展开与锁紧机构中的定舵面内扭矩传递结构加工难度大的问题，将定舵面内部的方孔接口从本体拆解出来，单独形成一个限位座结构，限位座与定舵面装配于一体后，再与展开驱动结构连接，实现扭矩传递。本发明大大降低定舵面的加工难度，工艺性更好，且精度更容易得到保证。
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