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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
申请人： 西安现代控制技术研究所
摘要： 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
申请人： 西安现代控制技术研究所
摘要： 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
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 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分类号： F42B15/01
摘要： 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
申请人： 西安现代控制技术研究所
摘要： 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：CN117234070A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311500481.8
申请日：2023-11-13
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G05B13/02
摘要： 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：CN116341390B
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310527336.2
申请日：2023-05-11
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/27 , G06N3/006 , G06F111/04 , G06F111/06
摘要： 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：CN118171457A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410244340.2
申请日：2024-03-04
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 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
摘要： 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
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G05B13/02
摘要： 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：CN117234090B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311494161.6
申请日：2023-11-10
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 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
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明公开了一种垂直发射制导火箭姿态倾倒判定与姿控增稳控制设计方法，首先根据火箭姿态动力学方程构造二次型Lyapunov函数，考虑动力学中的参数不确定性，通过SOS优化算法计算二次型Lyapunov函数及其水平集，确定火箭姿态稳定区间，最后对Lyapunov函数水平集进行方向求解，输出对应姿控增稳点火指令进行火箭的姿态稳定。本发明方法在火箭发射阶段存在扰动情况下保证飞行稳定性，具有非常广阔的军事应用前景。
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公开(公告)号：CN117302502A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311255762.1
申请日：2023-09-27
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 戴存喜 , 李学峰 , 牛智奇 , 张永励 , 韩琰 , 马兴普 , 李晓鹏 , 陈昊 , 南广智 , 马颖超 , 李昊 , 李瑶 , 魏其 , 靳鑫 , 杜天宇 , 裴培 , 王璐 , 王东凯
摘要： 本发明公开了一种用于高超声速空气舵的分体式防热杯结构，包含前半防热杯和后半防热杯两部分，安装于空气舵舵轴根部，对舵轴进行防护。前后两半防热杯不需要与空气舵整体成型，其加工成型过程与空气舵的完全独立，仅在装配环节进行组装即可，成型效率高、工艺性好；采用“前搭后”的搭接形式，在搭接面上形成了迷宫密封结构，提高了舵轴防热的可靠性，适用于舵面根弦厚度较薄的低阻力金属空气舵。
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