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公开(公告)号：CN119719587A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202311494162.0
申请日：2023-11-10
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器基准轨迹保存和恢复方法，首先考虑了拉格朗日插值方法在节点端点出现显得吉布斯现象，采用Chebyshev采样对该现象进行消除；其次，针对弹载计算机计算精度有限的问题，采用自适应缩放的办法对插值计算过程进行合理缩放，使得计算过程的阶段误差在可接受范围内；最后，通过对原数据的微分项做积分运算构造插值节点，保证轨迹信息的平滑。本发明方法大幅度压缩了传统线性插值算法的节点数，压缩率低于1%，且标称指令平滑，内环响应稳定。
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公开(公告)号：CN119358201A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411249486.2
申请日：2024-09-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , F42B15/00 , F42B15/01 , G06F111/04 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种减小峰值热流的制导火箭内弹道配比参数设计方法，从总体设计角度对制导火箭发动机内弹道参数提出设计需求，引入内弹道曲线配比参数，通过对配比参数的寻优实现外弹道峰值热流的降低。配比参数采用双回路寻优框架进行迭代，其中外回路以降低峰值热流为目标，内回路采用弹道优化方法进行快速评估，实现制导火箭发动机内弹道最优配比参数的快速获取。本发明实现了制导火箭内、外弹道的一体化设计，增加了制导火箭的设计维度，为总体设计人员提供了新的方案优化途径，提高了总体方案与发动机方案的适配程度。
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公开(公告)号：CN118171457A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410244340.2
申请日：2024-03-04
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 高登巍 , 刘钧圣 , 栗金平 , 杨树兴 , 苗昊春 , 邓海鹏 , 李雅君 , 潘瑞 , 常江 , 张梦典 , 张哲铭 , 张一杰 , 刘梦焱 , 王智毅 , 司忍辉 , 宋宇航 , 李瑶
Abstract: 本发明公开了一种基于拉格朗日插值的中远程高超声速飞行器微分平坦方法，首先考虑了高超声速飞行器运动学方程的主要影响因素，分析每个因素对参数估计误差的影响，通过忽略小量和拟合小量，重新简化动力学方程，使得方程在弹道局部具有微分平坦特性。通过拉格朗日插值计算轨迹信息的一阶导数，和二阶导数等信息，结合动力学方程逐步实现其他参数的还原计算。本发明仅通过基准轨迹即可估算出高超声速飞行器其他所有需求参数，可大幅度压缩弹计装订数表的需求，大大节约弹上存储空间的目的，实现导弹弹计的低成本要求。
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公开(公告)号：CN117234070B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311500481.8
申请日：2023-11-13
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明公开了一种基于角度控制指令的BTT分配方法，首先利用弹道倾角、弹道偏角指令与实际弹道倾角、弹道偏角偏差生成攻角、侧滑角指令；然后结合马赫、全弹法向力系数将攻角、侧滑角指令转化为法向力系数及侧向力系数指令，根据俯仰与偏航方向所需的法向力系数指令可计算滚转角指令及合力系数指令；最后再次通过全弹法向力系数与攻角的对应关系，将所需的力系数指令转化为攻角指令引入控制器，实现飞行过程中对指令的快速跟踪并精确实现BTT协调转弯控制。该控制器设计方法结构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于各类面对称高超声速飞行器制导控制系统设计中。
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公开(公告)号：CN119807586A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202311494152.7
申请日：2023-11-10
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 高登巍 , 栗金平 , 刘钧圣 , 杨树兴 , 苗昊春 , 邓海鹏 , 李雅君 , 潘瑞 , 常江 , 张梦典 , 张哲铭 , 张一杰 , 魏琪 , 王智毅 , 司忍辉 , 宋宇航 , 李瑶
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器自适应舵分配方法，首先综合分析了通道舵到单片舵的物理属性结合每个单片舵的限幅、限速、权重、分配矩阵等信息；其次，将自适应舵分配问题转化为二次规划问题；最后，通过伪逆矩阵实现热启动，结合有效集方法将二次规划问题转换为无约束规划问题快速迭代计算得到通道舵的最优舵分配。该方法具有非常广阔的军事应用前景，在可行范围内时限舵偏角的合理利用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119512132A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202311500483.7
申请日：2023-11-13
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/46 , G01S13/90 , G05D109/28
Abstract: 本发明公开了一种基于侧向SAR成像导引头可视的面对称飞行器BTT控制方法，首先将弹体翻转180度，使导引头可用视场朝下，便于发现下方目标；然后根据侧向SAR成像前置角需求设计制导指令，并对俯仰制导指令进行限幅，并将制导指令投影在弹体系下，求得滚转角增量指令，结合当前滚转角可得到滚转角指令及俯仰过载控制指令；最后当完成侧向SAR成像后，根据打击目标的需求计算制导指令，并根据制导指令计算滚转角指令及俯仰过载控制指令。本发明控制方法、设计方法结构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于各类搭载侧向SAR成像导引头的面对称飞行器制导控制系统中。
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公开(公告)号：CN118999274A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411102455.4
申请日：2024-08-12
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明公开了一种战斗部前端支撑连接装置，包括舱体、前端法兰、战斗部、支撑环和螺钉等。前端法兰与舱体采用铝合金一体铸造成型，前端法兰内侧设有下沉式台阶。支撑环为截面呈L型的钢制圆环，可与前端法兰下沉式台阶配合安装，两者径向接触面采用高精度配合，对支撑环进行径向约束；支撑环与前端法兰通过多个轴向螺钉进行连接，起到轴向约束作用，同时连接孔直径大于螺钉直径，降低多孔配合精度，方便安装。战斗部前端沿径向均布螺孔，通过紧定螺钉与钢制支撑环顶紧，相比顶紧铝合金，可提高顶紧连接的可靠性，同时可防止顶紧局部腐蚀、生锈。
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公开(公告)号：CN118391978A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410693883.2
申请日：2024-05-31
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种侵彻战斗部尾部连接结构，主要解决侵彻战斗部与舱体两点式连接方式中，侵彻战斗部尾部连接刚度较弱的问题。本发明的方案包括舱体、侵彻战斗部、帽型支撑环、紧定螺钉和螺母；帽型支撑环为尾部带有翻边的帽型圆环，侧壁布置有沿环向均布、沿径伸出的支架，同时在侧壁和尾部翻边沿环向均布若干连接孔。应用时，将帽型支撑环的圆环套入侵彻战斗部尾部，圆环内壁与侵彻战斗部壁面留有一定间隙，帽型支撑环的支架与舱体连接，在帽型圆环侧壁和尾部翻边连接孔安装紧定螺钉，通过紧定螺钉使得帽型支撑环与侵彻战斗部之间形成紧固连接，在不产生过约束的情况下获得径向支撑和轴向支撑，提高了侵彻战斗部的连接刚度。
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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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