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公开(公告)号：CN118242939A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410599984.3
申请日：2024-05-15
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 杨云刚 , 牛智奇 , 刘钧圣 , 杨树兴 , 李琪 , 乔浩 , 裴培 , 刘贻鑫 , 李昊 , 庞川博 , 邓海鹏 , 戴存喜 , 郭国强 , 李平 , 席晓文 , 梅春波 , 宋宇航 , 杜运理
Abstract: 本发明公开了一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，包括头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱；所述头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱依次连接；制导火箭的气动布局为锥柱组合、轴对称；制导火箭整体前半部分为锥段，后半部分为圆柱段；制导火箭的飞行程序采用全程大气层内跳跃滑翔、发动机不分离方案。本发明既有效提高了制导火箭射程，又最大程度简化了制导控制系统设计难度。
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公开(公告)号：CN117892559A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202410288697.0
申请日：2024-03-14
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 杨云刚 , 刘钧圣 , 牛智奇 , 杨树兴 , 李琪 , 刘贻鑫 , 苗劲松 , 裴培 , 李昊 , 乔浩 , 梅春波 , 张博远 , 邓海鹏 , 戴存喜 , 李鹏 , 杜运理 , 常恒通 , 伏开心 , 张浩博
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/11 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开了一种超远程制导火箭总体协调多学科分级优化方法，首先建立制导火箭纵向运动方程；然后将各项总体指标按照设计的逻辑顺序和重要程度进行协调分级；再针对第一层级指标，建立无约束优化模型；接下来建立改进的智能单粒子优化算法，对第一层级指标进行优化；之后针对第二层级指标建立约束优化模型，采用惩罚函数法转化为无约束优化问题；最后采用改进的智能单粒子优化算法，对第二层级指标进行循环优化。本方法可使超远程制导火箭的多学科优化结果快速收敛，且实现总体指标最优和指标之间协调匹配，计算量小、简单有效、易于工程实现。
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公开(公告)号：CN118376135A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410567710.6
申请日：2024-05-09
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 李琪 , 牛智奇 , 杨树兴 , 杨云刚 , 庞川博 , 苗劲松 , 裴培 , 刘贻鑫 , 李昊 , 韩琰 , 邓海鹏 , 翟英存 , 张永励 , 马兴普 , 李瑶 , 杜运理 , 付开心
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明提供了一种大容积率高升阻比超远程制导火箭，采用整体式轴对称布局，沿轴向依次包括头舱、战斗部舱、仪器舱、发动机舱和控制舱，所述的头舱外形采用3/4幂次体曲线，所述的战斗部舱和仪器舱外形均采用圆锥曲线，头舱和战斗部舱之间满足切线平滑过渡要求；所述的发动机舱为圆柱体；所述的控制舱采用次口径设计。本发明能够在现有发射平台约束下大幅增加制导火箭容积率，能够通过外形精细化设计提升制导火箭升阻比特性，能够减少结构复杂度和尺寸规模减少结构呆重，具备容积率大、升阻比高、结构简单、装配工艺性好、成本低等优点，满足对远程点面目标的规模化火力投送打击。
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公开(公告)号：CN118310511A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410329572.8
申请日：2024-03-21
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种惯性信息辅助的陆基无线电导航量测站点筛选方法，由惯性导航系统提供载体位置信息，结合测距成功站点的站点坐标，计算地面站仰角实现仰角约束；对满足约束的站点进行互异性判断和筛选，确保进入量程更新的站点数量稳定、测距值可靠，提升组合导航系统在复杂环境下的可靠性和精度。本发明方法工程上易于实现，无需外部测试设备辅助，可提升组合导航系统的精度和可靠性。
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公开(公告)号：CN116362163B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310638559.6
申请日：2023-06-01
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 苗昊春 , 高登巍 , 栗金平 , 邓海鹏 , 李琪 , 常江 , 潘瑞 , 范中平 , 张一杰 , 张哲明 , 李雅君 , 张梦典 , 张建松 , 李昊远 , 杜运理
IPC: G06F30/28 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种多约束弹道快速优化方法，首先根据已有的发射系下的超远程弹道动力学方程，得到考虑地球引力摄动，附加哥式惯性力、离心惯性力、高空风等长时作用力的影响；其次姿态矩阵将体坐标系和发射系变量转换到速度系下，得到速度系下垂直发射非奇异弹道方程；再次，设置控制变量输出为攻角和侧滑角的导数，设置状态量为发射系速度、弹道倾角、弹道偏角、攻角和侧滑角；最后，这些状态量交由伪谱法进行快速弹道优化，并对优化结果进行三次样条曲线拟合，得到适用于内环跟踪的标称弹道。该方法适用于超远程火箭完整建模的弹道优化，并适合内环弹道响应，可广泛应用于各类要求垂直发射和长时间飞行的弹道导弹和巡航导弹中。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116362163A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310638559.6
申请日：2023-06-01
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 苗昊春 , 高登巍 , 栗金平 , 邓海鹏 , 李琪 , 常江 , 潘瑞 , 范中平 , 张一杰 , 张哲明 , 李雅君 , 张梦典 , 张建松 , 李昊远 , 杜运理
IPC: G06F30/28 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种非奇异多约束弹道快速优化方法，首先根据已有的发射系下的超远程弹道动力学方程，得到考虑地球引力摄动，附加哥式惯性力、离心惯性力、高空风等长时作用力的影响；其次姿态矩阵将体坐标系和发射系变量转换到速度系下，得到速度系下垂直发射非奇异弹道方程；再次，设置控制变量输出为攻角和侧滑角的导数，设置状态量为发射系速度、弹道倾角、弹道偏角、攻角和侧滑角；最后，这些状态量交由伪谱法进行快速弹道优化，并对优化结果进行三次样条曲线拟合，得到适用于内环跟踪的标称弹道。该方法适用于超远程火箭完整建模的弹道优化，并适合内环弹道响应，可广泛应用于各类要求垂直发射和长时间飞行的弹道导弹和巡航导弹中。
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公开(公告)号：CN119803537A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202510305401.6
申请日：2025-03-14
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 袁顺 , 海行洲 , 石永生 , 王鹏 , 张成 , 李庚 , 娄江 , 谭一廷 , 王磊 , 杜运理 , 何石 , 朱中根 , 刘旭琳 , 刘梦焱 , 王姣 , 乔浩 , 王显强
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于虚拟陀螺和加速度计的快速对准方法，包括：捷联惯导系统根据已装订的飞行器的初始位置信息，进行载体惯性导航系下的粗对准，构建捷联惯导系统初始的姿态矩阵；构建虚拟陀螺仪和虚拟加速度计的数学模型，利用已采集的陀螺仪和加速度计的输出值，通过所述数学模型得到陀螺仪和加速度计的虚拟输出值；捷联惯导系统利用陀螺仪和加速度计的虚拟输出值进行惯性导航解算，包括姿态矩阵、速度和位置的更新；利用卡尔曼滤波器进行精对准，利用精对准结果对所述姿态矩阵进行精修正；精修正后的姿态矩阵以及所述位置、速度用于捷联惯导系统后续的惯性导航。本发明方法可以大幅缩短精对准的时间，提高对准经度。
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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。
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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。
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公开(公告)号：CN117989937A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410268089.3
申请日：2024-03-08
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 牛智奇 , 李琪 , 刘钧圣 , 杨树兴 , 苗劲松 , 杨云刚 , 高登巍 , 裴培 , 刘贻鑫 , 李昊 , 邓海鹏 , 翟英存 , 庞川博 , 张永励 , 马兴普 , 李晓鹏 , 李瑶 , 杜运理 , 张浩博
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种考虑气动热约束的制导火箭弹道在线生成方法。首先，以当前时刻制导火箭状态为初值，采用偏置比例导引律生成攻角控制律，进而通过变步长积分，得到当前时刻的标称弹道；其次，利用生成的标称弹道，计算弹身驻点最大热流密度；紧接着，构造剩余射程和当前时刻附加攻角的附加攻角曲线；然后，通过梯度下降方法迭代计算当前时刻附加攻角，以满足最大热流密度约束；最后，利用当前时刻附加攻角的最终值，计算得到附加攻角曲线，并对弹道进行更新。本发明方法结构简单，易于工程实现，具有较大的推广应用空间。
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