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公开(公告)号：CN116562052A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310813061.9
申请日：2023-07-05
Applicant: 西安现代控制技术研究所 , 西北工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种考虑可用过载约束下的侧向绕飞方法，可实现复杂过载约束下的侧向绕飞轨迹设计，通过深入分析高超声速飞行器可用过载特性并充分考虑侧向机动能力，创新性的提出采用计算分段多项式系数的方法实现侧向过载约束下的侧向弹道绕飞设计问题。本发明首先根据飞行轨迹库中的飞行高度和飞行速度确定飞行过程中的飞行动压，确定侧向最大可用过载；其次预设高阶分段多项式表示侧向位置、速度、加速度、加加速度；最后将问题转换为标准二次规划问题进行快速计算，得到侧向标称飞行轨迹。本发明方法设计的侧向轨迹在有限的过载约束下快速实现了诸元中给定导航点的精确绕飞，在可行范围内用最小的代价实现任意位置的侧向绕飞弹道规划。
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公开(公告)号：CN116562052B
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310813061.9
申请日：2023-07-05
Applicant: 西安现代控制技术研究所 , 西北工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种考虑可用过载约束下的侧向绕飞方法，可实现复杂过载约束下的侧向绕飞轨迹设计，通过深入分析高超声速飞行器可用过载特性并充分考虑侧向机动能力，创新性的提出采用计算分段多项式系数的方法实现侧向过载约束下的侧向弹道绕飞设计问题。本发明首先根据飞行轨迹库中的飞行高度和飞行速度确定飞行过程中的飞行动压，确定侧向最大可用过载；其次预设高阶分段多项式表示侧向位置、速度、加速度、加加速度；最后将问题转换为标准二次规划问题进行快速计算，得到侧向标称飞行轨迹。本发明方法设计的侧向轨迹在有限的过载约束下快速实现了诸元中给定导航点的精确绕飞，在可行范围内用最小的代价实现任意位置的侧向绕飞弹道规划。
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公开(公告)号：CN117663914B
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202311571698.8
申请日：2023-11-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种360°全方位攻击目标的制导方法，综合了导弹飞行速度、剩余飞行时间、视线系角速度和角度信息，根据期望弹道倾角和弹道偏角，按照最优比例导引规律，形成高低和水平两方向比例导引过载指令，控制导弹以期望角度对目标实施打击。本发明能够在保证导弹命中精度的前提下，实现末端任意角度对目标进行攻击。
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公开(公告)号：CN118009819A
公开(公告)日：2024-05-10
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：CN117974948A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311667779.8
申请日：2023-12-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于峰值选择的高效网格变形方法，解决了大规模流场网格变形效率低的问题。具体步骤如下：步骤一：支撑点初始化；步骤二：求解权重系数；步骤三：建立RBF插值模型；步骤四：物面网格节点位移求解；步骤五：物面网格节点位移偏差计算；步骤六：偏差峰值判断；步骤七：峰值阈值设置步骤八：筛选并更新支撑点集；步骤九：迭代收敛；步骤十：流场网格变形。本发明能够在保证网格质量的前提下，通过在大量物面节点中快速筛选少量的有效节点，简化网格变形矩阵，大幅提升网格变形效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116305591B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310572605.7
申请日：2023-05-22
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种制导火箭力热迭代联合优化总体设计方法，首先在制导火箭射程、射高、落速、落角等条件的约束下，通过优化计算使舵面法向力、舵前缘总加热量最小和端头驻点总加热量最小，一轮周期优化结束后，利用优化结果增加舵前缘总加热量和端头驻点总加热量约束，对舵面法向力进行迭代优化，后续增加舵面法向力和端头驻点总加热量约束对舵前缘总加热量进行迭代优化，最后增加舵面法向力和舵前缘总加热量约束对端头驻点总加热量进行迭代优化，直至两次端头驻点总加热量迭代优化结果小于阈值，迭代优化结束。该力热迭代联合优化总体设计方法架构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于制导火箭力热优化总体设计中。
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公开(公告)号：CN116361926B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310638532.7
申请日：2023-06-01
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种弹道导弹滑翔增程段初始机械能闭环调整方法，首先建立剩余射程和机械能的函数关系，从而达到预测任意剩余射程下机械能的目的；其次利用对爬升方案角的闭环修正，使得导弹低空爬升时间增加或者缩短来达到附加阻力的目的进行闭环能量修正。该策略计算效率高，矫正正能力强，工程易实现。
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公开(公告)号：CN116379847A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310651183.2
申请日：2023-06-05
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 苗昊春 , 高登巍 , 栗金平 , 邓海鹏 , 李琪 , 常江 , 潘瑞 , 范中平 , 裴培 , 张一杰 , 张哲明 , 李雅君 , 张梦典 , 张建松 , 李昊远 , 樊鑫 , 李晚秋
Abstract: 本发明公开了一种导弹在线能量管理制导律构建方法，首先采用了变步长积分通过并行计算实现了末速在线预测；其次利用高斯牛顿法计算附加侧滑角幅值进行减速；然后设置速度追踪切换通道进行附加侧滑角方向切换；最后根据附加侧滑角输出量进行过载跟踪实现侧向机动突防并进行减速。该方法作用时间长，计算精度高，减速的同时可增加突防概率，工程实践能力强。
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公开(公告)号：CN116566358B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202310567725.8
申请日：2023-05-19
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 苗昊春 , 邓海鹏 , 栗金平 , 杨树兴 , 李琪 , 高登巍 , 宋宇航 , 潘瑞 , 裴培 , 张宝 , 刘梦焱 , 马季容 , 韩琰 , 戴存喜 , 常江 , 程冬 , 卢莺 , 王晨
Abstract: 本发明公开了一种高超声速火箭弹滤波方法，首先采用双线性变换法对滤波器进行离散化，然后设计滤波算法，以4ms解算周期实现了2ms的滤波效果，试验表明优化后的滤波算法效果较好。
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公开(公告)号：CN118031732A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410268088.9
申请日：2024-03-08
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种采用在线预测校正附加诱导阻力的能量管理方法，首先采用多阶段变步长积分并行计算实现末速在线预测；其次利用预测末速和期望末速的差值计算附加诱导阻力；最后通过现有制导律确定附加制导指令，实现减速。该方法通用性强，作用时间长，计算精度高，工程实践能力强。
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