-
公开(公告)号：CN118332705B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410767575.X
申请日：2024-06-14
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 张永励 , 刘钧圣 , 韩琰 , 杨树兴 , 李学峰 , 苗劲松 , 戴存喜 , 李晓鹏 , 陈昊 , 南广智 , 马颖超 , 李昊 , 杜运理 , 宋宇航 , 靳鑫 , 杜天宇 , 贾智波
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明提供了一种小尺寸耐高温高刚度折叠舵展开锁紧机构设计方法及结构，应用本发明提出的方法，可以快速迭代完成展开锁紧机构关键零件具体参数的设计，实现结构的小型化，提升了气动性能；本发明的方案根据总体设计要求确定设计参数，推导防热方案，迭代计算折叠机构的尺寸，获得满足气动性能及刚度要求的机构尺寸；使用本发明方法设计的折叠舵展开锁紧结构，整体刚度提高20%以上，承载性能提高30%以上,优化了转轴处的受力情况，减小转轴直径，使转轴可有效融合到舵面外形中，避免舵面厚度增加或有凸起。
-
公开(公告)号：CN116576735B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202310505667.6
申请日：2023-05-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 牛智奇 , 刘钧圣 , 李琪 , 杨树兴 , 苗劲松 , 杨云刚 , 李昊 , 魏其 , 裴培 , 翟英存 , 庞川博 , 吕红鹰 , 马兴普 , 李晓鹏 , 张永励 , 司忍辉 , 宋宇航
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，通过受限约束下的基准弹道优化及在线主动翻身控制策略设计，在采用传统滚转姿态系统的基础上，有效降低飞行弹道热环境、合理分散气动热载荷及热防护压力，实现了超远程制导火箭气动热主动缓解控制。本发明首先通过力‑热约束下的基准弹道优化，对弹体法向过载和弹体驻点的热流峰值进行有效限制，并基于此设计了在线主动翻身触发时刻和滚转策略；然后通过设计姿态控制系统跟踪此翻身滚转角指令使得弹体I、III象限热环境分散平均，有效降低单侧长时气动加热的压力，实现气动热主动缓解控制。
-
公开(公告)号：CN118481871A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410752985.7
申请日：2024-06-12
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种用于点火系统的承压装置，属于固体火箭发动机领域。本发明整体呈圆盘结构，圆盘中部与设有一个凸起的圆柱结构，所述圆柱结构与圆盘同轴设置，圆柱直径略小于外部点火系统(2)喷管，在圆盘与圆柱结构连接位置处设有两个倒圆。所述承压装置作为部件随点火系统进行总装，主发动机装配完成后会在其内部填充约0.1MPa氮气，承压装置作为一种密封装置保证点火系统不会受到充气过程影响；点火系统工作后，喷管出口火焰将聚苯乙烯材料的承压装置迅速熔化，保证点火系统可靠工作，同时能够根据主发动机内填充气体压力调整承压装置密度。
-
公开(公告)号：CN118133585B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410557103.1
申请日：2024-05-07
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种考虑多维力热约束的远程火箭弹道优化方法，首先建立制导火箭纵向运动方程；然后分别选取舵面法向力、舵前缘总加热量和端头驻点总加热量三个不同的力热约束作为目标函数，以射程、射高、落速、落角、最大攻角为约束，以攻角为控制量，建立弹道优化数学模型，并利用伪谱法进行弹道优化；接着利用优化结果生成组合函数，其中包含三个不同的力热约束，每个约束乘权重系数后求和作为组合函数；最后，以组合函数作为目标函数，利用伪谱法进行弹道优化，得到多维力热约束下的优化弹道。该方法可通用于远程制导火箭总体方案优化中降低弹体飞行过程中的力热响应，得到全弹道最优力热性能。该方法架构通用，工程实践能力强。
-
公开(公告)号：CN118464400A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410244355.9
申请日：2024-03-04
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明公开了一种适用于倒伏机构可靠性试验的自动测试方法，针对倒伏机构可靠性试验时起竖、倒伏动作测试量极大，人工操作费时、费力的问题，设计了一种代替人工操作、可自动连续完成可靠性试验的方法。本发明方法利用倒伏器的回转臂触发接近开关用于控制继电器动作，为计数器提供计数信号，并同时控制电机运转往复拨动倒伏控制盒上的控制开关，从而实现代替人工操作，并能使回转臂在起竖、倒伏两个极限位置间自动、连续运动。本发明能代替人工操作，可自动、连续完成倒伏机构的可靠性试验，省时、省力，完整地模拟了可靠性试验中需执行的人工操作。
-
Patent Agency Ranking
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
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 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。
-
公开(公告)号：CN118347356A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410401411.5
申请日：2024-04-03
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明属于航空航天、兵器装备智能弹药技术领域，具体涉及一种复合动力驱动的时序可控抗强气动阻力折叠舵翼展开机构，包括本体、拔销杆、折叠锁定螺帽、舵翼、舵翼转轴、舵翼支座、缓冲垫块、锁紧销、解锁动力装置和助推动力装置。该机构采用一体式紧凑结构设计，大幅减少薄弱连接，有效提高抗发射过载能力；单路舵翼展开机构的占用空间较小，可根据制导武器实际需求，实现双路、四路、六路等多路折叠舵翼同时工作的设计方案。
-
公开(公告)号：CN118331305A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410459776.3
申请日：2024-04-17
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/46 , F42B15/01 , F41G7/34 , G05D109/28
Abstract: 本发明公开了一种考虑末速约束的制导火箭滑翔机动弹道自适应规划方法，主要解决面向有限攻角序列维数下考虑末速约束的制导火箭弹道生成问题：第一步，构建攻角调整剖面形式并对其进行初始化，并经数值优化与稀疏化基准攻角插值序列生成滑翔段攻角指令；第二步，将滑翔段与末制导段产生的需用过载转化为攻角指令，并考虑过程中的过载与攻角限幅约束进行质点弹道数值积分，进而预测末速；第三步，进行约束判定，根据末速偏差采用牛顿迭代算法更新攻角调整剖面参数并；第四步，当末速偏差小于设定阈值即完成弹道规划，即可输出规划弹道。通过数字仿真验证，本发明方法效果良好。
-
公开(公告)号：CN118012079B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410428318.3
申请日：2024-04-10
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/43 , G05D1/242 , G05D109/10
Abstract: 本发明公开了一种基于过载能力的多角度攻击侧向标称轨迹生成方法，首先根据装定的目标点和攻击进入角度计算攻击段水平轨迹；然后根据攻击进入点与过载能力计算绕飞段水平轨迹；接下来计算过发射点且与绕飞轨迹相切的初始段水平轨迹；最后将生成的三段水平轨迹拼接，构成多角度攻击侧向标称轨迹。通过仿真分析，本发明的实施效果较好。
-
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
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
739
records
(took 0.04 seconds)
