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公开(公告)号：CN120030682A
公开(公告)日：2025-05-23
申请号：CN202510517182.8
申请日：2025-04-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明公开了一种考虑减小激波对鸭舵干扰的气动构型设计方法，首先根据弹身头部的锥角，计算出弹身斜激波的干扰角度与干扰范围；其次，根据鸭舵在弹身的位置，确定出此位置下弹身离斜激波的距离，从而确定出鸭舵的展长；最后以舵前缘热响应温度为判定标准，确定出舵前缘半径与舵前缘后掠角，从而进一步降低舵前缘的表温，达到降低鸭舵许用材料的成本目的。通过该气动构型设计方法，使得鸭舵能够避开弹身激波干扰，鸭舵前缘半径能够低至2mm，可保证在舵前缘最大热流不超过11MW/m2时不发生烧蚀变形，与传统的鸭舵相比，具有降低鸭舵使用材料成本与近零烧蚀特点，维持良好的气动外形。
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公开(公告)号：CN119783270A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202510294154.4
申请日：2025-03-13
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/048 , G06N3/08 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于结构降阶模型的动气动弹性计算方法，包括：构建待进行分析部件的三维模型并进行模态分析，得到部件结构的各阶模态及结构振型；对部件的三维模型进行简化，得到部件的气动外形；对部件的气动外形进行用于气动计算的流场网格的生成；利用径向基神经网络，基于部件结构的各阶模态及结构振型进行流场网格的插值，得到结构振型的插值结果；在结构振型的插值结果的基础上，采用计算流体动力学方法先进行非定常气动力的计算，然后利用结构模型降阶方法计算瞬态位移从而得到气动弹性响应结果。本发明方法能有效提升气动弹性计算的精度和效率。
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公开(公告)号：CN119578035A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411561405.2
申请日：2024-11-04
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于下山单纯形法的两级推力寻优方法，建立制导火箭弹道动力学模型和单室双推固体火箭发动机总冲方程，选择发动机推力搜索参数，建立状态约束方程和目标函数，将确定的搜索参数初始值代入下山单纯形优化算法，将搜索参数最优解代入发动机一级平均推力和总冲方程，形成单室双推固体发动机两级推力最优方案，本发明解决多状态约束弹道条件和单室双推固体火箭发动机指标约束要求下，有效提高制导火箭射程能力，避免了较多搜索参数导致的过于复杂的状态方程，形成对固体火箭发动机的多搜索参数联合快速优化方法。
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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：CN118133585B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410557103.1
申请日：2024-05-07
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种考虑多维力热约束的远程火箭弹道优化方法，首先建立制导火箭纵向运动方程；然后分别选取舵面法向力、舵前缘总加热量和端头驻点总加热量三个不同的力热约束作为目标函数，以射程、射高、落速、落角、最大攻角为约束，以攻角为控制量，建立弹道优化数学模型，并利用伪谱法进行弹道优化；接着利用优化结果生成组合函数，其中包含三个不同的力热约束，每个约束乘权重系数后求和作为组合函数；最后，以组合函数作为目标函数，利用伪谱法进行弹道优化，得到多维力热约束下的优化弹道。该方法可通用于远程制导火箭总体方案优化中降低弹体飞行过程中的力热响应，得到全弹道最优力热性能。该方法架构通用，工程实践能力强。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118331305A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410459776.3
申请日：2024-04-17
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/46 , F42B15/01 , F41G7/34 , G05D109/28
Abstract: 本发明公开了一种考虑末速约束的制导火箭滑翔机动弹道自适应规划方法，主要解决面向有限攻角序列维数下考虑末速约束的制导火箭弹道生成问题：第一步，构建攻角调整剖面形式并对其进行初始化，并经数值优化与稀疏化基准攻角插值序列生成滑翔段攻角指令；第二步，将滑翔段与末制导段产生的需用过载转化为攻角指令，并考虑过程中的过载与攻角限幅约束进行质点弹道数值积分，进而预测末速；第三步，进行约束判定，根据末速偏差采用牛顿迭代算法更新攻角调整剖面参数并；第四步，当末速偏差小于设定阈值即完成弹道规划，即可输出规划弹道。通过数字仿真验证，本发明方法效果良好。
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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：CN117968680B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410373378.X
申请日：2024-03-29
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种惯性‑雷达组合导航有限帧量测变权重更新方法，首先依据地面测试和飞行试验数据验证，分析确定雷达匹配定位精度的变化规律；其次，依据该变化规律，设计动态量测权重；最后，在滤波器中实现有限帧变权重量测。本发明相较于传统的常值量测权重，变权重量测更新对有限帧雷达定位信息的利用更充分，组合精度更高，能够实现有限帧量测信息下的高精度惯性‑雷达组合导航。
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公开(公告)号：CN118228521A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410650851.4
申请日：2024-05-24
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F113/26 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供一种适应气动热耦合内热的固体发动机复合壳体设计方法，解决了全程长时间高速伴飞、内外传热条件下的高性能复材壳体设计的问题。本方法根据发动机内外传热耦合计算结果，开展发动机复合材料壳体材料优化选型及方案设计补强，完成高超声速飞行器的复合材料壳体设计。本方法主要包括四个步骤：壳体圆筒强度设计，发动机内外传热计算，确定结构补强区域，壳体刚强度分析确认。本发明的设计方法可以实现在复材壳体质量增加有限的条件下，显著提升壳体在长时间高速伴飞条件下的结构可靠性。
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