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公开(公告)号：CN116522504B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202310540591.0
申请日：2023-05-12
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法，首先进行固体火箭发动机横向过载综合处理，建立过载烧蚀预估模型；然后根据推进剂中铝粉含量，确定烧蚀率基础参数，通过积分，获得过载烧蚀量，最后对绝热层烧蚀情况进行评价。该方法对过载烧蚀规律进行了量化表述，可作为大口径制导火箭弹道设计和发动机设计参考依据，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN117932793A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410329573.2
申请日：2024-03-21
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种采用耦合迭代优化的制导火箭弹内外弹道联合设计方法，通过建立固体火箭发动机内弹道性能与制导火箭弹飞行弹道耦合解算方程组，综合考虑发动机内弹道设计约束与飞行外弹道设计约束，选取期望的优化控制变量以及目标函数，建立内外弹道联合优化数学模型，通过粒子群算法对模型进行求解，从而实现制导火箭弹发动机的内弹道设计参数与飞行外弹道设计参数的耦合设计。本发明方法简单有效，架构通用，易于工程实践。
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公开(公告)号：CN116384256A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310528578.3
申请日：2023-05-11
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/27 , G06N3/006 , G06F111/04 , G06F111/06
摘要： 本发明公开了一种基于参考方案局部搜索多约束弹道优化方法，首先建立制导火箭纵向运动方程，然后确定弹道优化目标函数和约束条件，建立弹道优化数学模型；接下来建立局部搜索改进粒子群优化算法；最后进行弹道迭代优化解算和适应度评价。本发明可充分利用已有设计经验，基于参考方案进行局部搜索，获得满足制导火箭落角、落速、弹道高度、最大过载或法向力、热流密度等多约束条件的最优弹道，大幅降低了弹道优化计算量，提升了弹道优化效率，简单有效，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN116341390A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310527336.2
申请日：2023-05-11
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/27 , G06N3/006 , G06F111/04 , G06F111/06
摘要： 本发明提供了一种全局搜索快速收敛多约束弹道优化方法，以多个离散时刻攻角组成优化变量，建立改进的粒子群优化算法，获得满足制导火箭落角、落速、弹道高度、最大过载或法向力、热流密度等多约束条件的全局最优解，当优化目标函数的适应度值收敛时，获得最优攻角序列和最优弹道。本发明可在制导火箭落角、落速、弹道高度、最大过载或法向力、热流密度等多约束条件下，快速迭代收敛，获得最优弹道，避免了算法早熟和陷入局部最优解，计算量小，简单有效，易于工程实现。
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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
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 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
摘要： 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：CN117889868B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410305339.6
申请日：2024-03-18
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 杨云刚 , 刘钧圣 , 牛智奇 , 杨树兴 , 李琪 , 裴培 , 乔浩 , 刘贻鑫 , 李昊 , 苗劲松 , 梅春波 , 邓海鹏 , 席晓文 , 戴存喜 , 郭国强 , 宋宇航 , 杜运理
摘要： 本发明提供一种融合红外导引头信息的导弹位置精确估计方法，本发明的方案以导弹位置、速度偏差、姿态偏差为状态变量，以红外导引头框架角信息为观测变量，采用EKF扩展卡尔曼滤波算法，实现导弹位置的快速精确估计，为惯导信息修正提供参考依据；本发明的算法具有快速收敛性，可提高干扰情况下导弹命中精度，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN117889868A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202410305339.6
申请日：2024-03-18
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 杨云刚 , 刘钧圣 , 牛智奇 , 杨树兴 , 李琪 , 裴培 , 乔浩 , 刘贻鑫 , 李昊 , 苗劲松 , 梅春波 , 邓海鹏 , 席晓文 , 戴存喜 , 郭国强 , 宋宇航 , 杜运理
摘要： 本发明提供一种融合红外导引头信息的导弹位置精确估计方法，本发明的方案以导弹位置、速度偏差、姿态偏差为状态变量，以红外导引头框架角信息为观测变量，采用EKF扩展卡尔曼滤波算法，实现导弹位置的快速精确估计，为惯导信息修正提供参考依据；本发明的算法具有快速收敛性，可提高干扰情况下导弹命中精度，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN116305591B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310572605.7
申请日：2023-05-22
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种制导火箭力热迭代联合优化总体设计方法，首先在制导火箭射程、射高、落速、落角等条件的约束下，通过优化计算使舵面法向力、舵前缘总加热量最小和端头驻点总加热量最小，一轮周期优化结束后，利用优化结果增加舵前缘总加热量和端头驻点总加热量约束，对舵面法向力进行迭代优化，后续增加舵面法向力和端头驻点总加热量约束对舵前缘总加热量进行迭代优化，最后增加舵面法向力和舵前缘总加热量约束对端头驻点总加热量进行迭代优化，直至两次端头驻点总加热量迭代优化结果小于阈值，迭代优化结束。该力热迭代联合优化总体设计方法架构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于制导火箭力热优化总体设计中。
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公开(公告)号：CN116522504A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310540591.0
申请日：2023-05-12
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法，首先进行固体火箭发动机横向过载综合处理，建立过载烧蚀预估模型；然后根据推进剂中铝粉含量，确定烧蚀率基础参数，通过积分，获得过载烧蚀量，最后对绝热层烧蚀情况进行评价。该方法对过载烧蚀规律进行了量化表述，可作为大口径制导火箭弹道设计和发动机设计参考依据，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN116341390B
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310527336.2
申请日：2023-05-11
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/27 , G06N3/006 , G06F111/04 , G06F111/06
摘要： 本发明提供了一种全局搜索快速收敛多约束弹道优化方法，以多个离散时刻攻角组成优化变量，建立改进的粒子群优化算法，获得满足制导火箭落角、落速、弹道高度、最大过载或法向力、热流密度等多约束条件的全局最优解，当优化目标函数的适应度值收敛时，获得最优攻角序列和最优弹道。本发明可在制导火箭落角、落速、弹道高度、最大过载或法向力、热流密度等多约束条件下，快速迭代收敛，获得最优弹道，避免了算法早熟和陷入局部最优解，计算量小，简单有效，易于工程实现。
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