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公开(公告)号：CN112632751B
公开(公告)日：2023-04-21
申请号：CN202011389617.9
申请日：2020-12-02
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提出了一种基于随机子空间算法的弹体结构状态异常检测方法，通过随机子空间算法识别的频率信息来进行弹体结构异常检测，能够确定导弹在飞行过程中弹体结构的变异程度，实现有效的弹体结构状态异常检测。本发明通过EMD算法与随机子空间算法(SSI)法的结合，提取导弹在飞行过程的频率信息进行弹体结构异常检测，通过识别频率与地面频率之间的距离指标来确定导弹在飞行过程中弹体结构的变异程度，适应工程实际的应用，进而来进行有效的弹体结构状态异常检测。通过IMF实现传感器趋势项消除，从而使得随机子空间方法能够识别更加准确的频率信息。
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公开(公告)号：CN109669480B
公开(公告)日：2021-11-09
申请号：CN201910005255.X
申请日：2019-01-03
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种预测目标位置的导引头控制方法，属于导引头控制方法技术领域，该方法如下：导弹发射后，计算目标在三维坐标系下的预测位置[XT YT ZT]：根据目标的预测位置计算得出导引头跟踪锁定目标的预测位置时的两个框架角，即俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′；将计算得到的俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′与导弹飞行过程中导引头实际的俯仰框架角χ和偏航框架角δ进行对比，来判断导弹飞行过程中的导引头是否跟踪错或跟踪丢正确目标；该方法根据导引头自身的姿态信息和导弹的位置姿态信息，结合导弹发射前导引头跟踪锁定的目标信息，对导弹发射后导引头所跟踪的目标信息进行预测和判断，确认所跟踪的目标是否正确，确保导引头捕获正确目标。
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公开(公告)号：CN109669480A
公开(公告)日：2019-04-23
申请号：CN201910005255.X
申请日：2019-01-03
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种预测目标位置的导引头控制方法，属于导引头控制方法技术领域，该方法如下：导弹发射后，计算目标在三维坐标系下的预测位置[XT YT ZT]：根据目标的预测位置计算得出导引头跟踪锁定目标的预测位置时的两个框架角，即俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′；将计算得到的俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′与导弹飞行过程中导引头实际的俯仰框架角χ和偏航框架角δ进行对比，来判断导弹飞行过程中的导引头是否跟踪错或跟踪丢正确目标；该方法根据导引头自身的姿态信息和导弹的位置姿态信息，结合导弹发射前导引头跟踪锁定的目标信息，对导弹发射后导引头所跟踪的目标信息进行预测和判断，确认所跟踪的目标是否正确，确保导引头捕获正确目标。
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公开(公告)号：CN109264001A
公开(公告)日：2019-01-25
申请号：CN201811011784.2
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种高空低密度条件下快速展开物伞系统，包括主动顺拉式降落伞系统、有效载荷、缓冲带及缓冲绳；有效载荷通过缓冲绳连接主动顺拉式降落伞系统，主动顺拉式降落伞系统通过缓冲带与外部箭体连接，利用有效载荷作为动力源,主动拉直降落伞,使主动顺拉式降落伞系统有序展开。本发明能够实现物伞系统的快速展开并增强系统可靠性，满足60km～70km高空大气探测需求。
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公开(公告)号：CN113173270B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202110396714.9
申请日：2021-04-13
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明涉及飞行器的舱段分离技术领域，特别涉及一种活塞式分离机构。一种分段式活塞分离机构，分离舱内依次安装燃气发生器、活塞以及仪器座，其中，仪器座通过周向设置的第二销钉组固定于分离舱；有效载荷安装在仪器座上；头罩与分离舱对接，并通过周向设置的第一销钉组固定；在仪器座与头罩之间设有压缩状态的抛罩弹簧；活塞的榫齿穿过仪器座的开槽，活塞榫齿的前端与头罩相接触，活塞与仪器座间留有设定间隙。本发明可有效提高分离机构的工作可靠性，同时可大大降低舱段分离过程中对有效载荷的冲击。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110864590B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN201911158026.8
申请日：2019-11-22
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提出了一种便携式图像寻的导弹导引头目标锁定装置及方法，能够减少发射控制装置设备复杂程度，提高系统可靠性前提下，显著降低成本。本发明的主要应用场合为便携平台式图像制导弹发射前搜索及锁定目标过程。便携平台式图像制导类导弹为普遍应用于现代战争的一种单兵作战武器，该类导弹发射前需要士兵通过操作发射控制装置，控制导引头搜索及锁定目标。本发明利用现有导引头，无需硬件变更，结合操作使用方法，在满足使用要求前提下，可去除发射控制装置上的力敏摇杆，减少发射控制装置体积和重量，可以减少发射控制装置设备复杂程度，提高系统可靠性前提下，显著降低成本。
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公开(公告)号：CN117111618A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202310627715.9
申请日：2023-05-30
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G05D1/06
Abstract: 一种基于BP神经网络的飞行器落点控制方法，包括：将飞行过程按时间顺序分为导引段、自适应程序飞行段、定轴飞行段；其中在自适应程序飞行段飞行器姿态角按照线性指令变化；通过牛顿迭代法，求解定轴飞行段初始时刻满足落点控制要求的程序角；在参数偏差条件下通过多次数值仿真；基于数值仿真结果，建立定轴飞行段初始时刻状态量与满足落点控制要求的程序角之间的映射关系；采用BP神经网络对所述映射关系进行非线性拟合，然后进行BP神经网络训练；利用训练好的BP神经网络进行弹道计算，完成飞行器落点控制。
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公开(公告)号：CN110864590A
公开(公告)日：2020-03-06
申请号：CN201911158026.8
申请日：2019-11-22
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提出了一种便携式图像寻的导弹导引头目标锁定装置及方法，能够减少发射控制装置设备复杂程度，提高系统可靠性前提下，显著降低成本。本发明的主要应用场合为便携平台式图像制导弹发射前搜索及锁定目标过程。便携平台式图像制导类导弹为普遍应用于现代战争的一种单兵作战武器，该类导弹发射前需要士兵通过操作发射控制装置，控制导引头搜索及锁定目标。本发明利用现有导引头，无需硬件变更，结合操作使用方法，在满足使用要求前提下，可去除发射控制装置上的力敏摇杆，减少发射控制装置体积和重量，可以减少发射控制装置设备复杂程度，提高系统可靠性前提下，显著降低成本。
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公开(公告)号：CN112632751A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011389617.9
申请日：2020-12-02
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提出了一种基于随机子空间算法的弹体结构状态异常检测方法，通过随机子空间算法识别的频率信息来进行弹体结构异常检测，能够确定导弹在飞行过程中弹体结构的变异程度，实现有效的弹体结构状态异常检测。本发明通过EMD算法与随机子空间算法(SSI)法的结合，提取导弹在飞行过程的频率信息进行弹体结构异常检测，通过识别频率与地面频率之间的距离指标来确定导弹在飞行过程中弹体结构的变异程度，适应工程实际的应用，进而来进行有效的弹体结构状态异常检测。通过IMF实现传感器趋势项消除，从而使得随机子空间方法能够识别更加准确的频率信息。
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公开(公告)号：CN118560720A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410848967.9
申请日：2024-06-27
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开一种基于空气舵和姿控发动机直接力控制的亚轨道运载器，包括箭体结构、控制设备、电气设备、遥测设备、发动机和有效载荷；在空气舵和姿控发动机工作段，运载器的俯仰和偏航双通道控制均采用阻尼+姿态增稳方案，滚转通道为自由状态；阻尼+姿态增稳方案包括：角速度信号经过结构滤波器对弹体弹性振动进行衰减后，反馈给舵机，起到改善阻尼特性的目的；姿态角反馈以改善本体姿态响应特性；以箭上卫导输出的速度信息为基础，通过俯仰和偏航通道控制解算出速度角偏差值，将速度角偏差值反馈到内回路，实现弹道偏差控制的目的。可实现大气层内、外运载器的稳定飞行控制和姿态精确控制，实现有效载荷释放点速度、动压和姿态精确控制的要求。
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