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公开(公告)号：CN119066769A
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411166736.6
申请日：2024-08-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于伞降模型的高速伞降飞行器的仿真分析方法，包括：建立速度坐标系和弹体坐标系，并构建转换矩阵；基于减速伞阻力系数和马赫数之间的关系，构建减速伞阻力计算模型，通过减速伞阻力计算模型得到速度坐标系下减速伞的阻力，将其转换到弹体坐标系下；减速伞与飞行器之间通过多条伞绳连接，将减速伞和飞行器分为俯仰平面和偏航平面两种情况，分别确定在俯仰平面、偏航平面内，飞行器攻角、侧滑角与减速伞受力点的关系，从而得到减速伞的俯仰力矩和偏航力矩；结合减速伞的阻力、俯仰力矩和偏航力矩，以及飞行器本身的动力学特性，得到飞行器和减速伞整体的受力情况以及力矩情况，并基于此进行飞行器的仿真分析。
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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
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 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: F42B15/00
Abstract: 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：CN117951922A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410352998.5
申请日：2024-03-26
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 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: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 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：CN117951922B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410352998.5
申请日：2024-03-26
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 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: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 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：CN116305590B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310572536.X
申请日：2023-05-22
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于灵敏度因子分析的超远程制导火箭射程能力评估方法，首先建立制导火箭滑翔段射程与机械能之间的微分表达式，然后引入准平衡滑翔条件和发动机内弹道特性，建立关于发动机内弹道特性的制导火箭滑翔段射程解析评估公式，紧接着确定制导火箭射程影响因素并对其灵敏度因子进行计算，最后基于灵敏度因子分析各因素对制导火箭射程的影响关系。该基于灵敏度因子分析的超远程制导火箭射程能力评估方法具有形式简单，通用性强等特性，未来可广泛应用于各类超远程制导弹药的方案设计及优化过程中。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116383974A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310658727.8
申请日：2023-06-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 牛智奇 , 刘钧圣 , 庞川博 , 杨树兴 , 吕鸿鹰 , 向玉伟 , 苗昊春 , 袁先士 , 付小武 , 朱红星 , 韦巧玲 , 童静 , 杨云刚 , 李昊 , 裴培 , 胡文谦
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种考虑气动加热效应的飞行器轴向力修正方法，解决了变壁温条件下实际阻力相对于绝热条件下阻力预测偏差大，耗时长的问题；所采用的方案为首先建立飞行器三位简化集合数学模型，利用CFD手段对模型进行定常流场求解，求解得到导弹气动力数据后，使用该气动数据进行理论弹道仿真，以弹道仿真结果为输入，开展气动热环境与热响应预测，得到导弹表面温度随时间变化的曲线，得到模型壁面温度的最大值与最小值，以此为基础进行迭代修正。通过有限的迭代即可考虑气动加热引起的飞行器表面温度改变对气动轴向力的影响，修正过程耗时短，修正后预测精度提高，飞行器气动性能评估更加准确。
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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：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：CN117685832A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311819582.1
申请日：2023-12-27
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明提供一种直推式头罩分离方法及其结构，主要解决现有技术头罩分离方案中增加配重、分离系统时序控制复杂的问题。本发明侧向分离速度由头罩分离时调整导弹姿态，使其产生的侧向气动力来提供。在保证承载和防热需求的前提下，采用同种规格的分离作动器，分离结构更简单；头罩分离方案中仅需要分离作动器提供规定的轴向分离速度，对各作动器作动过程中同步性和速度要求低，降低了系统的时序控制要求，提升了分离系统的可靠性。
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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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