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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：CN119773984A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202510286952.2
申请日：2025-03-12
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高承载脱落插座基座分离装置，包括分离基座、火工品作动机构以及连接元件，其中分离基座安装在飞行器舱壁的外表面，火工品作动机构安装在飞行器舱壁的内表面，分离基座与火工品作动机构通过连接元件连接；分离基座上设置有用于和发射装置上的脱落插头连接的脱落插座，并通过导向槽辅助脱落插头与脱落插座的对准连接；所述火工品作动机构内设置起爆器和活塞，起爆器起爆后驱动活塞移动的过程中依次切断脱落插座的线缆以及所述连接元件，并利用驱动活塞上的燃气导向孔将起爆后所产生的燃气经过飞行器舱壁及火工品作动机构的壳体上的喷气孔导向分离基座的底部。本发明具有结构简单、质轻、制造工艺易实现、装配可达性高等优点。
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公开(公告)号：CN119578035A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411561405.2
申请日：2024-11-04
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于下山单纯形法的两级推力寻优方法，建立制导火箭弹道动力学模型和单室双推固体火箭发动机总冲方程，选择发动机推力搜索参数，建立状态约束方程和目标函数，将确定的搜索参数初始值代入下山单纯形优化算法，将搜索参数最优解代入发动机一级平均推力和总冲方程，形成单室双推固体发动机两级推力最优方案，本发明解决多状态约束弹道条件和单室双推固体火箭发动机指标约束要求下，有效提高制导火箭射程能力，避免了较多搜索参数导致的过于复杂的状态方程，形成对固体火箭发动机的多搜索参数联合快速优化方法。
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公开(公告)号：CN118980293A
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202411249490.9
申请日：2024-09-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于超远程制导火箭耐高温冲刷的弹尾连接器锁紧组件，使用一种电连接器，通过耐高温烧蚀套管保护与箱弹适配器对接，电连接器轴线与弹体轴线水平安装对插。制导火箭发射时，沿发射导轨向前运动，电连接器插头端的锁紧组件通过固定在发射箱内的销棒受力并使插头拔脱，实现制导火箭与发射箱电气分离。制导火箭发射后，该插头留在发射箱内，并对其进行位置约束。制导火箭发射过程中，随制导火箭飞行的插座采用双层浮动绝缘板转接结构，有效保证连接器分离后的防火耐热功能；留在发射箱内的插头所带耐高温烧蚀套管固定于发射箱尾部，不会被发动机火焰烧蚀破坏，分离后插头、插座端均能有效保证电气连接性能的可靠性。
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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。
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Patent Agency Ranking
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。
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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。
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公开(公告)号：CN118289214A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410457367.X
申请日：2024-04-16
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: B64F1/04
Abstract: 本发明公开了一种适应同步离轨发射的大型飞行器分段式导轨，该导轨由高导轨和低导轨两部分组成，高导轨由高导轨本体、高导轨弹体垫块、高导轨外加强筋、高导轨内加强筋、高导轨架体、高导轨调整垫片、挡弹块组成，低导轨由低导轨本体、低导轨调整垫片组成。高导轨和低导轨通过调整垫片，实现与发射箱安装时的快速调平；高导轨弹体垫块集成于高导轨上，可靠的为飞行器提供重力方向的支撑；高导轨和低导轨的贮油槽设计，保证在弹体经过勤务使用后，仍能可靠的降低飞行器滑行阻力；高导轨与低导轨的等滑行长度设计，可以实现飞行器同步离轨，有效降低飞行器发射的初始扰动；高导轨与低导轨的安全落差设计，避免了同步离轨时的发射碰撞问题。
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公开(公告)号：CN117634205A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311678639.0
申请日：2023-12-08
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 巩祥瑞 , 刘明喜 , 苟秋雄 , 毛瑞 , 李延宁 , 苗劲松 , 王磊 , 张瑶 , 郭永翔 , 杨靖 , 牛冰 , 娄江 , 李鹏飞 , 邵志豪 , 王鹏 , 许琛 , 高晓波 , 白风科 , 李庚
IPC: G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明涉及一种侵爆弹动态侵彻强度靶引信延迟起爆时间设计方法，属于引战系统领域。对制导侵爆弹飞行末端碰靶初速进行网格划分，根据碰靶初速包络选择典型速度作为初始条件，建立典型强度靶靶体模型，采用数值仿真计算和火箭橇地面动态测试相结合的方法，确定制导侵爆弹空穴模式引信延迟起爆时间，充分考虑制导侵爆弹飞行末端碰靶初速散布包络和侵彻强度靶体厚度、配筋率、混凝土强度等影响，确保火箭弹可靠侵彻穿透靶体，并在靶后预定位置起爆。
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公开(公告)号：CN117589015A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311677001.5
申请日：2023-12-08
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 巩祥瑞 , 刘明喜 , 苟秋雄 , 毛瑞 , 苗劲松 , 王磊 , 李延宁 , 娄江 , 牛冰 , 张瑶 , 许琛 , 杨靖 , 李鹏飞 , 邵志豪 , 高晓波 , 王鹏 , 李庚 , 白风科 , 郭永翔 , 王伟
Abstract: 本发明涉及一种侵爆弹动态侵彻强度靶引信延迟起爆时间测试系统，属于引战系统领域。为包括：引战系统、火箭橇体，靶体，录像系统；火箭橇体包括：火箭橇车、火箭橇轨道、挡块；靶体包括：靶前标杆、强度靶、靶后标杆；火箭橇轨道上方左侧端设有火箭橇车，火箭橇车前端连接引战系统，火箭橇轨道上方右侧端固定挡块，火箭橇轨道右侧端外部设置靶前标杆，所述强度靶设置在靶前标杆右侧，与靶前标杆有一定距离，强度靶右侧设有靶后标杆；可以有效验证和测量制导侵爆弹空穴模式下动态侵彻厚尺度强度靶引信延迟起爆时间。
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