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公开(公告)号：CN118376135A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410567710.6
申请日：2024-05-09
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 刘钧圣 , 李琪 , 牛智奇 , 杨树兴 , 杨云刚 , 庞川博 , 苗劲松 , 裴培 , 刘贻鑫 , 李昊 , 韩琰 , 邓海鹏 , 翟英存 , 张永励 , 马兴普 , 李瑶 , 杜运理 , 付开心
IPC分类号： F42B15/00
摘要： 本发明提供了一种大容积率高升阻比超远程制导火箭，采用整体式轴对称布局，沿轴向依次包括头舱、战斗部舱、仪器舱、发动机舱和控制舱，所述的头舱外形采用3/4幂次体曲线，所述的战斗部舱和仪器舱外形均采用圆锥曲线，头舱和战斗部舱之间满足切线平滑过渡要求；所述的发动机舱为圆柱体；所述的控制舱采用次口径设计。本发明能够在现有发射平台约束下大幅增加制导火箭容积率，能够通过外形精细化设计提升制导火箭升阻比特性，能够减少结构复杂度和尺寸规模减少结构呆重，具备容积率大、升阻比高、结构简单、装配工艺性好、成本低等优点，满足对远程点面目标的规模化火力投送打击。
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公开(公告)号：CN117932793B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410329573.2
申请日：2024-03-21
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种采用耦合迭代优化的制导火箭弹内外弹道联合设计方法，通过建立固体火箭发动机内弹道性能与制导火箭弹飞行弹道耦合解算方程组，综合考虑发动机内弹道设计约束与飞行外弹道设计约束，选取期望的优化控制变量以及目标函数，建立内外弹道联合优化数学模型，通过粒子群算法对模型进行求解，从而实现制导火箭弹发动机的内弹道设计参数与飞行外弹道设计参数的耦合设计。本发明方法简单有效，架构通用，易于工程实践。
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公开(公告)号：CN117968680A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410373378.X
申请日：2024-03-29
申请人： 西安现代控制技术研究所
摘要： 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：CN117951922A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410352998.5
申请日：2024-03-26
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 刘钧圣 , 李琪 , 牛智奇 , 杨树兴 , 杨云刚 , 苗劲松 , 裴培 , 庞川博 , 刘贻鑫 , 李昊 , 魏其 , 邓海鹏 , 翟英存 , 吕鸿鹰 , 张永励 , 马兴普 , 李晓鹏 , 宋宇航 , 李鹏 , 伏开心
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种远程制导火箭在线气动系数辨识方法，首先根据三自由度制导火箭质点动力学模型，将气动加速度视为新的状态变量，建立制导火箭扩张状态动力学模型；其次，基于已建立的扩张状态动力学模型，设计扩张状态观测器，对实时气动加速度进行辨识；然后，针对测量噪声问题，设计了一种非线性微分跟踪器，对辨识结果进行平滑处理；最后，基于标准大气模型，建立实时气动系数辨识公式。本发明方法结构通用，工程实践能力强。
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公开(公告)号：CN117949990A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410352997.0
申请日：2024-03-26
申请人： 西安现代控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种多源信息融合量测野值检测抑制方法，首先进行卫星导航系统信息融合量测野值检测抑制；然后进行陆基无线电导航系统信息融合量测野值检测抑制；最后进行SAR雷达匹配定位系统信息融合量测野值检测抑制。本发明可以在不依赖滤波协方差矩阵的情况下，仅通过量测信息序列实现野值检测抑制，可有效提高量测信息品质，保障组合导航系统的精度和稳定性。
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公开(公告)号：CN116692003A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310508555.6
申请日：2023-05-08
申请人： 西安现代控制技术研究所 , 西北工业大学
摘要： 本发明属于垂直起降飞行器总体设计技术领域，具体涉及一种单叶旋翼式垂直起降固定翼飞行器动力布局结构。所述动力布局结构的主体为仅有一片桨叶的旋翼，旋翼转轴的一侧为用于装载及配重的载荷舱，另一侧为定距旋翼桨叶，旋翼桨叶可挥舞；旋翼桨叶上有用于驱动旋翼旋转或产生平飞推力的驱动螺旋桨。其中，单叶旋翼为垂直起降(旋翼模式)及巡航飞行(固定翼模式)时产生升力的主要部件。本发明所提出的单叶旋翼系统可用于垂直起降飞行器作为动力系统，该动力布局可以兼顾巡航平飞效率和垂直起降悬停效率，且可在稳态悬停状态下实现静平衡、动平衡。
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公开(公告)号：CN116362163B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310638559.6
申请日：2023-06-01
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F119/08
摘要： 本发明公开了一种多约束弹道快速优化方法，首先根据已有的发射系下的超远程弹道动力学方程，得到考虑地球引力摄动，附加哥式惯性力、离心惯性力、高空风等长时作用力的影响；其次姿态矩阵将体坐标系和发射系变量转换到速度系下，得到速度系下垂直发射非奇异弹道方程；再次，设置控制变量输出为攻角和侧滑角的导数，设置状态量为发射系速度、弹道倾角、弹道偏角、攻角和侧滑角；最后，这些状态量交由伪谱法进行快速弹道优化，并对优化结果进行三次样条曲线拟合，得到适用于内环跟踪的标称弹道。该方法适用于超远程火箭完整建模的弹道优化，并适合内环弹道响应，可广泛应用于各类要求垂直发射和长时间飞行的弹道导弹和巡航导弹中。
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公开(公告)号：CN116362163A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310638559.6
申请日：2023-06-01
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F119/08
摘要： 本发明公开了一种非奇异多约束弹道快速优化方法，首先根据已有的发射系下的超远程弹道动力学方程，得到考虑地球引力摄动，附加哥式惯性力、离心惯性力、高空风等长时作用力的影响；其次姿态矩阵将体坐标系和发射系变量转换到速度系下，得到速度系下垂直发射非奇异弹道方程；再次，设置控制变量输出为攻角和侧滑角的导数，设置状态量为发射系速度、弹道倾角、弹道偏角、攻角和侧滑角；最后，这些状态量交由伪谱法进行快速弹道优化，并对优化结果进行三次样条曲线拟合，得到适用于内环跟踪的标称弹道。该方法适用于超远程火箭完整建模的弹道优化，并适合内环弹道响应，可广泛应用于各类要求垂直发射和长时间飞行的弹道导弹和巡航导弹中。
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公开(公告)号：CN116294839A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310572597.6
申请日：2023-05-22
申请人： 西安现代控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种制导火箭低成本安全自毁方法，构建安全自毁装置，包括飞控装置、隔离开关和自毁火工系统；在飞控装置和自毁火工系统之间设置隔离开关实施电路物理隔离进行电路保护；采用发动机自毁和舵偏自毁结合的自毁策略；采用飞控自主识别安控模式，通过实时识别弹体当前信息，判断是否发出自毁指令。本发明可适用于低成本制导火箭飞行试验时姿态发散或航迹偏移情况下的弹体自毁，确保航区安全性要求。
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