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公开(公告)号：CN116449855A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310307237.3
申请日：2023-03-27
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种考虑无动力飞行段速度约束的助推分离方法，包括S1将发动机结束工作的时刻记为最早分离时间tp0；S2确定最晚分离时间tp_max，tp_max为控制系统能够控制飞行器按照要求的速度和高度到达目标位置的最晚时间；S3获得理想弹道的海拔‑速度曲线作为理想速度曲线，将理想速度曲线记为H‑V曲线；S4实际飞行过程中，根据H‑V曲线确定飞行器的分离时刻。本发明提出的分离方法对飞行器与助推级分离时刻的速度进行限制，为飞行器无动力飞行段提供了合适的初速度，该分离方法简洁高效，易于实现。
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公开(公告)号：CN116331510A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310311448.4
申请日：2023-03-27
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，包括S1确定第一最大速度阈值Vmax1、第二最大速度阈值Vmax2和最晚分离时间Tmax；S2将发动机工作结束时的全弹飞行速度Vt0与第一最大速度阈值Vmax1比较，当Vt0＜Vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离，当Vt0≥Vmax1，进入步骤S3；S3使飞行器在发动机工作结束后延迟分离；延迟分离的具体方法为：若全弹飞行时间＜Tmax，则将当前时刻的全弹飞行速度Vt与Vmax2比较，当Vt＜Vmax2时，使飞行器分离，当Vt≥Vmax2时，继续全弹飞行；若全弹飞行时间≥Tmax，使飞行器分离。本发明可根据实时飞行速度判断分离时间，为主级分离后提供适合速度，保证了分离后主级飞行控制要求和速度要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113188507B
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202110396702.6
申请日：2021-04-13
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G01C3/00
Abstract: 本发明提供一种红外成像反坦克导弹弹目距离估计方法，能够可靠实现对弹目距离快速、高精度的估计。该方法在传统的估算算法基础上，引入了新的观测量——导弹高度，并将导弹高度与状态量的关系方程作为新的观测方程之一，以此增强系统的可观性。在此基础上，利用传统的扩展卡尔曼滤波方法实现对弹目距离的精确、可靠估计。
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公开(公告)号：CN118795793A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410377550.9
申请日：2024-03-29
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种自动化半实物仿真工具箱设计方法，基于Simulink规范及Stateflow图形化编程开发环境，开发了一套完备的自动化半实物仿真工具箱Hilslab，借助Hilslab工具箱提供的丰富、通用功能，能够快速搭建弹/箭纯数字仿真模型，弹上/地面设备仿真等效器，制导控制系统半实物仿真模型，制导控制部件性能测试和模型辨识模型并完成半实物仿真试验。
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公开(公告)号：CN118517967A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410590332.3
申请日：2024-05-13
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种电驱火箭速度和位置的控制方法、装置及系统，包括：获取箭体三通道角速度和加速度，导航解算得到电驱火箭的三通道角速度和姿态角；获取箭体底部与地面的距离，并利用箭体姿态角进行导航解算得到垂直方向高度和垂直方向速度；获取箭体的水平两方向速度，并利用箭体姿态角和高度信息进行导航解算，得到水平方向的北方向位置和西方向位置、水平方向的北方向速度和西方向速度；根据三通道角速度、姿态角、速度和位置信息进行控制指令的解算，实施电驱火箭速度和位置控制。本发明方案在器件成本低、数量少的情况下实现速度位置的精确测量与控制。
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公开(公告)号：CN113188507A
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202110396702.6
申请日：2021-04-13
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G01C3/00
Abstract: 本发明提供一种红外成像反坦克导弹弹目距离估计方法，能够可靠实现对弹目距离快速、高精度的估计。该方法在传统的估算算法基础上，引入了新的观测量——导弹高度，并将导弹高度与状态量的关系方程作为新的观测方程之一，以此增强系统的可观性。在此基础上，利用传统的扩展卡尔曼滤波方法实现对弹目距离的精确、可靠估计。
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公开(公告)号：CN119353984A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411202452.8
申请日：2024-08-29
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于速度约束的固体火箭发动机助推分离方法，该方法包括如下步骤：S1、实时测量靶弹的海拔高度ht、速度Vt、轴向过载nx，计算靶弹的弹道倾角θt；S2、根据当前时刻靶弹的海拔高度ht和弹道倾角θt，对二维期望速度插值表Vd(h,θ)插值，得到当前时刻的期望速度Vd，其中，h为海拔高度，θ为弹道倾角；S3、重复执行步骤S1和S2，对实时速度Vt进行判断，记录靶弹速度满足延迟分离条件的时刻Ts和发动机已结束工作的时刻Ti；S4、进行延迟分离判断，确定靶弹分离时刻Tp，在靶弹分离时刻Tp进行助推分离。本发明对分离点的速度、高度进行约束，从而减小弹道能量差异较大引起的弹道散布，提高供靶精度。
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