-
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。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN114137579B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202110910136.6
申请日：2021-08-09
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G01S19/23
Abstract: 本发明公开了一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，能够用于模拟卫星导航系统在飞行过程中，俯仰姿态、滚转姿态变化对环形天线性能的影响。本发明的技术方案为：一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，包括固定支座、俯仰调平机构和滚转测试机构。固定支座固定在测试平台上。俯仰调平机构用于为环形天线提供俯仰方向的姿态角变化，用于模拟弹箭在飞行过程中的俯仰运动。滚转测试机构用于为卫星导航系统的环形天线提供滚转角变化，模拟弹箭在飞行过程中的滚转运动。测试平台针对俯仰运动和滚转运动进行性能测试。
-
公开(公告)号：CN114137579A
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202110910136.6
申请日：2021-08-09
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G01S19/23
Abstract: 本发明公开了一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，能够用于模拟卫星导航系统在飞行过程中，俯仰姿态、滚转姿态变化对环形天线性能的影响。本发明的技术方案为：一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，包括固定支座、俯仰调平机构和滚转测试机构。固定支座固定在测试平台上。俯仰调平机构用于为环形天线提供俯仰方向的姿态角变化，用于模拟弹箭在飞行过程中的俯仰运动。滚转测试机构用于为卫星导航系统的环形天线提供滚转角变化，模拟弹箭在飞行过程中的滚转运动。测试平台针对俯仰运动和滚转运动进行性能测试。
-
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。
-
-
-
-
-
-
Search Results
7
records
(took 0.021 seconds)
