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公开(公告)号：CN118999274A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411102455.4
申请日：2024-08-12
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明公开了一种战斗部前端支撑连接装置，包括舱体、前端法兰、战斗部、支撑环和螺钉等。前端法兰与舱体采用铝合金一体铸造成型，前端法兰内侧设有下沉式台阶。支撑环为截面呈L型的钢制圆环，可与前端法兰下沉式台阶配合安装，两者径向接触面采用高精度配合，对支撑环进行径向约束；支撑环与前端法兰通过多个轴向螺钉进行连接，起到轴向约束作用，同时连接孔直径大于螺钉直径，降低多孔配合精度，方便安装。战斗部前端沿径向均布螺孔，通过紧定螺钉与钢制支撑环顶紧，相比顶紧铝合金，可提高顶紧连接的可靠性，同时可防止顶紧局部腐蚀、生锈。
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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：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。
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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。
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公开(公告)号：CN117521290B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202311548822.9
申请日：2023-11-21
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 张永励 , 韩琰 , 李学峰 , 杨树兴 , 戴存喜 , 马兴普 , 李晓鹏 , 陈昊 , 李昊 , 南广智 , 马颖超 , 宋宇航 , 靳鑫 , 杜天宇 , 杨云刚 , 贾智波
Abstract: 本发明提供一种低阻力非烧蚀高超声速折叠舵计算方法及结构，提供了根据该方法进行材料筛选的设计思路，在舵前缘满足材料使用极限的前提下，尽可能减小前缘半径，以实现更好的减阻效果；本发明中，前缘半径和后掠角前缘几何参数是根据气动热环境、前缘驻点温度和材料耐热性能性能分析结果而迭代设计的；应用此思路而设计的折叠舵结构，与前缘半径为烧蚀型复合材料空气舵对比，可实现飞行器的整体阻力减小7％～10％；与传统防热套+蒙皮骨架的高超声速空气舵相比，具有近零烧蚀特点，并维持良好的气动外形。
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Patent Agency Ranking
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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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
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 牛智奇 , 杨云刚 , 杨树兴 , 苗劲松 , 李琪 , 李昊 , 魏其 , 裴培 , 庞川博 , 邓海鹏 , 高登巍 , 张永励 , 郭国强 , 司忍辉 , 李瑶 , 杜运理
IPC: G06F30/27 , G06N3/006 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 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：CN116384256B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310528578.3
申请日：2023-05-11
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 牛智奇 , 杨云刚 , 杨树兴 , 李琪 , 李昊 , 苗劲松 , 裴培 , 魏其 , 司忍辉 , 高登巍 , 李平 , 韩琰 , 席晓文 , 郭国强 , 宋宇航 , 付璐
IPC: G06F30/27 , G06N3/006 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 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：CN116305591A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310572605.7
申请日：2023-05-22
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 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：CN117470036B
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202311236621.5
申请日：2023-09-25
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 马兴普 , 戴存喜 , 牛智奇 , 韩琰 , 张永励 , 李晓鹏 , 陈昊 , 南广智 , 马颖超 , 李昊 , 宋宇航 , 靳鑫 , 杜天宇 , 苗劲松 , 赵晓刚 , 杨云刚 , 李琪 , 王璐 , 王东凯 , 贾智波
Abstract: 本发明公开了一种折叠舵扭矩传递结构，针对折叠舵展开与锁紧机构中的定舵面内扭矩传递结构加工难度大的问题，将定舵面内部的方孔接口从本体拆解出来，单独形成一个限位座结构，限位座与定舵面装配于一体后，再与展开驱动结构连接，实现扭矩传递。本发明大大降低定舵面的加工难度，工艺性更好，且精度更容易得到保证。
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