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公开(公告)号：CN119203550A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411296343.7
申请日：2024-09-18
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 马乾才 , 刘明喜 , 牛智奇 , 许琛 , 苟秋雄 , 李延宁 , 巩祥瑞 , 潘迅 , 赵小侠 , 王伟 , 牛冰 , 郑建强 , 符胜楠 , 杨靖 , 裴培 , 王磊 , 成高 , 邵宝川
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G06F111/10 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于时间尺度分离的过载驾驶仪设计方法，通过分别设计长周期子系统和短周期子系统用以处理高动态飞行过程中的长周期状态变量和短周期状态变量，以实现超远程制导火箭在高动态运动过程中快速准确地跟踪过载指令，保证超远程制导火箭具有良好的稳定性和鲁棒性。
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公开(公告)号：CN118913031A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411249491.3
申请日：2024-09-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种异构多弹种的远程制导火箭通用发射控制方法，通过构建基于统一箱炮接口的物理连接方式、基于弹种编码的弹药数据特征提取、基于统一时空基准的弹道解算及信息交互、基于参数自适应的混装发射控制以及基于最小碰撞概率发射间隔时间确定，实现了异构多弹种的远程制导火箭通用发射控制能力。
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公开(公告)号：CN119106564A
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411249495.1
申请日：2024-09-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/18 , G06N3/006 , F42B15/01 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开了一种基于狼群算法的远程制导火箭集群火力分配方法，包括考虑远程制导火箭集群达成有效杀伤目的、同时节约火箭集群火力资源且满足任务约束等要求，建立了远程制导火箭集群火力分配数学模型，然后引入狼群算法，设计游走、召唤算子，为远程制导火箭集群具备智能攻击目标能力，最后，结合蚁群算法，通过增加信息素引导的方式强化了远程制导火箭集群对所探测目标的认知，在远程制导火箭集群更新环节引入信息素启发，继承了火箭集群攻击的“智慧”，提升了狼群算法的搜索效率。该发明可用于远程制导火箭集群针对多目标时的火力分配。
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公开(公告)号：CN118133585A
公开(公告)日：2024-06-04
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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公开(公告)号：CN119146820A
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411102444.6
申请日：2024-08-12
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种子母弹控制方法及装置，构建子弹和母弹动力学模型；通过子弹和母弹动力学模型、子母弹位置关系构建子弹与母弹关联模型；通过子弹与母弹关联模型基于最优控制理论和蒙特卡洛打靶法，获取开舱点参数和开舱点参数对应的打击效果信息；基于拉丁超立方设计对开舱点参数和打击效果信息进行广泛抽样，以获取抽样参数；对抽样参数利用最优控制理论获取在满足母弹飞行包线和子弹机动能力条件下的初始条件约束的最优解；最终根据最优解控制母弹飞行。本发明显著提高了子母弹控制方法的精度和灵活性，减少了对实弹实验的依赖，提升了作战效能，更好地满足了现代战场的需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118094779B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410487153.7
申请日：2024-04-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06N3/006 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于蚁群算法的制导火箭大空域滑翔增程弹道优化方法，首先建立制导火箭三自由度运动模型；然后建立制导火箭状态约束方程和制导火箭目标函数；接下来基于制导火箭状态约束方程形成的连续状态空间；根据划分搜索区间、设置节点数、给定蚁群规模，初始化搜索区间内的信息素；根据初始化空间参数，计算蚁群适应度，记录蚁群的迭代最优解和全局最优解，更新规则和各节点信息素；最终基于蚁群算法优化方案和制导火箭状态约束方程和目标函数，优化得到制导火箭滑翔增程弹道最优解。本发明采用蚁群弹道优化算法进行弹道仿真优化计算，使用大空域滑翔增程弹道设计可有效提高制导火箭最大射程，解决制导火箭射程需求。
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公开(公告)号：CN119227325A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411140376.2
申请日：2024-08-20
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 马乾才 , 刘明喜 , 牛智奇 , 许琛 , 郭永翔 , 苟秋雄 , 李延宁 , 赵小侠 , 王伟 , 牛冰 , 郑建强 , 巩祥瑞 , 潘迅 , 马颖超 , 王磊 , 邵宝川 , 成高
IPC: G06F30/20 , F42B15/01 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种基于虚拟点的姿态约束中末制导交接段弹道设计方法，包括：远程制导弹药结束初始段后启控，进入中制导段；在中制导律导引下远程制导弹药经过虚拟点，进入中末制导交接段，在中末制导交接段滑翔飞行并稳定自身姿态，将导引头进入预捕获状态的时刻作为捕获点，捕获目标以后导引头开始工作，远程制导弹药进入末制导段，最终导引远程制导弹药命中目标；其中，中制导律的零脱靶量制导指令用以保证远程制导弹药准确经过虚拟点，零化弹道倾角误差指令用以实现远程制导弹药中制导段角度约束，可以在理论上保证远程制导弹药在中制导段和末制导段的平稳交接；同时考虑弹道曲率的剩余飞行时间估计方法可以保证远程制导弹药中制导精度。
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公开(公告)号：CN118149657A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410584371.2
申请日：2024-05-11
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种固定时间收敛的制导火箭弹角度约束制导律设计方法，首先基于一致精确鲁棒微分器算法设计了一种固定时间状态观测器来估计不可测的系统状态；随后设计了固定时间收敛的积分滑模面，提出了固定时间制导律；相比于传统有限时间角度约束制导律，本发明方法不仅能够保证收敛时间上界不受初始状态影响，而且采用的部分状态反馈策略可以简化制导系统硬件组成，便于工程应用，有效解决前述角度约束制导律的两方面问题。最后，通过仿真验证了本方法所提出方法的有效性。
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公开(公告)号：CN118094779A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410487153.7
申请日：2024-04-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06N3/006 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于蚁群算法的制导火箭大空域滑翔增程弹道优化方法，首先建立制导火箭三自由度运动模型；然后建立制导火箭状态约束方程和制导火箭目标函数；接下来基于制导火箭状态约束方程形成的连续状态空间；根据划分搜索区间、设置节点数、给定蚁群规模，初始化搜索区间内的信息素；根据初始化空间参数，计算蚁群适应度，记录蚁群的迭代最优解和全局最优解，更新规则和各节点信息素；最终基于蚁群算法优化方案和制导火箭状态约束方程和目标函数，优化得到制导火箭滑翔增程弹道最优解。本发明采用蚁群弹道优化算法进行弹道仿真优化计算，使用大空域滑翔增程弹道设计可有效提高制导火箭最大射程，解决制导火箭射程需求。
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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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