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[发明专利]一种从弹无导引头的主从弹协同制导方法及系统-CN202310806640.0在审
发明人：赵大海;路鹰;韩特;付斌;黄号 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-07-03 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及一种从弹无导引头的主从弹协同制导方法及系统，涉及制导控制的领域，该方法包括获取实战状态参数，实战状态参数包括主弹到目标之间的相关参数、主弹到从弹之间的相关参数、主弹自身相关参数以及从弹自身相关参数,将实战状态参数输入至训练好的在线actor网络中进行计算，得到从弹的机动状态，训练好的在线actor网络是根据获取到的训练样本对在线网络以及目标网络进行更新训练得到的,控制从弹按照机动状态运行。本申请具有在从弹无导引头或从弹导引头损坏时对从弹进行精确制导的效果。
一种导引主从协同制导方法系统

[发明专利]一种双通道宽窄视场共像面导引头成像光学系统-CN202310951116.2在审
发明人：王向军;王霖 -专利权人：天津大学
申请日： 2023-07-31 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明提出了一种双通道宽窄视场共像面导引头成像光学系统，包括整流罩，整流罩内部设置有双通道镜组、图像传感器和位标器，整流罩与本体舱壁固定连接，双通道镜组和图像传感器均与位标器固定连接，位标器与整流罩相连接，双通道镜组和位标器均与图像传感器相连接，图像传感器与上位机相连接。本发明结构简单、成本低，可实现不同的应用目的；通过利用双通道镜组进行成像，成像空间分辨率高，实现对不同距离的目标进行清晰成像，保证在大过载快速运动状态下对不同距离物体的稳定清晰成像，不易丢失目标，同时通过整流罩对双通道镜组进行保护，抗过载能力强，可在恶劣天气和极端环境下工作。
一种双通道宽窄视场共像面导引成像光学系统

[发明专利]一种具有抛撒装置的森林灭火弹及抛撒控制方法-CN202310746829.5有效
发明人：吴巍;张笑瀛;郑宇;张正义;王长安;王广伟;李文彬;姚文进;解文凯;李晨晓;朱昊;张庆;朱炜 -专利权人：中国人民解放军63863部队;南京理工大学
申请日： 2023-06-25 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开一种具有抛撒装置的森林灭火弹及抛撒控制方法，涉及森林灭火弹的制导及抛撒控制技术领域，森林灭火弹包括弹体组件、自动推进组件、制导模块、火药抛撒组件和灭火弹装填物；所述自动推进组件安装在弹体组件的尾部，用于为森林灭火弹提供可控推力；所述火药抛撒组件设置在弹体组件的中部，用于承载灭火弹装填物，并控制灭火弹装填物爆炸时灭火物质均匀分散。本发明增加自动推进组件和制导模块，自动推进组件为森林灭火弹提供自主飞行动力，在制导模块的控制下可以实现森林灭火弹精准的投放；采用火药抛撒组件对灭火弹装填物来进行承载，并控制灭火弹装填物更加均匀地分散，使灭火弹装填物能覆盖的火场面积更大，灭火效果更好。
一种具有抛撒装置森林灭火控制方法

[发明专利]一种新型燃气舵及其验证方法-CN202310814714.5有效
发明人：请求不公布姓名 -专利权人：北京凌空天行科技有限责任公司
申请日： 2023-07-05 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种新型燃气舵及其验证方法，属于航天技术领域。其中，新型燃气舵包括：燃气舵本体，所述燃气舵本体通过舵机盒设置于所述发动机喷口处；所述燃气舵本体包括：第一连接板和垂直设置于第一连接板上的第二连接板；所述第一连接板用于与舵机盒连接，第二连接板位于第一连接板远离舵机盒的一侧；所述第二连接板上设置有隔热结构。本发明通过在第二连接板上设置所述隔热结构，起到延缓所述第二连接板烧蚀时间的目的，以使所述燃气舵本体能够在发动机喷射出的热流的作用下向火箭提供预设范围内的力矩，保证火箭的正常飞行。
一种新型燃气及其验证方法

[发明专利]一种电动舵机和飞行器-CN202310775473.8在审
发明人：田秀;吕俊平;钟哲;孙章军;王彦利;刘乐;李瑞兴 -专利权人：北京航天控制仪器研究所;北京航天万润高科技有限公司
申请日： 2023-06-28 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明提供一种电动舵机，包含电机、齿轮传动副、阻尼块、阻尼调节器、失电制动器。阻尼块、阻尼调节器对齿轮传动副提供机械阻尼，抑制了导弹电动舵机的高频抖动，降低了对控制系统的要求，提高了控制的可靠性；失电制动器断电，在导弹挂飞过程中对舵面实现零位锁紧，锁定舵机的输出，减小舵机的损耗和功耗。
一种电动舵机飞行器

[发明专利]一种高超声速飞行器博弈制导方法、系统、设备及介质-CN202310892827.7在审
发明人：倪炜霖;王剑颖;刘九齐;梁海朝 -专利权人：中山大学
申请日： 2023-07-19 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明提供了一种高超声速飞行器博弈制导方法、系统、设备及介质，所述方法包括：根据D3QN算法将飞行器中的防御飞行器和目标飞行器作为智能体，观测当前时刻智能体状态，根据收益函数计算所述当前时刻智能体状态的动作空间中各个动作的价值，所述飞行器还包括拦截飞行器；根据所述各个动作的价值通过ε‑greedy算法从所述动作空间中选择智能体动作；将所述智能体动作输入训练环境，得到下一时刻智能体状态，所述训练环境包括飞行器动力学模型和主动防御博弈场景运动学模型。本发明能够提高飞行器在机动能力不足情况下的博弈成功率。
一种高超声速飞行器博弈制导方法系统设备介质

[发明专利]基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法-CN202310598858.1在审
发明人：宋申民;韦生辉;李建锋;康鸿龙;张文博 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2023-05-25 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，解决了现有中制导技术无法拦截机动进攻弹的问题，属于精确制导与控制领域。本发明包括：搜索预测命中点发射拦截弹；如果进攻弹机动导致拦截弹零控脱靶量大于阈值，则更新预测命中点；基于摄动制导理论将拦截弹t2时刻的空间位置在t1时刻的弹道参数附近进行泰勒级数展开，转化成只需要迭代发射系三轴速度增量的摄动表达式，根据预测命中点确定用于弹道修正的速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，在t1时刻对拦截弹施加Δvxk,Δvyk,Δvzk使得拦截弹t2时刻的空间位置和预测命中点的偏差在设定范围内。在t1时刻对拦截弹第k次迭代的初始速度上施加Δvxk,Δvyk,Δvzk，使拦截弹持续飞向进攻弹完成弹道修正。
基于摄动制导大气层拦截弹道修正方法

[发明专利]一种考虑导引头视场角度约束的制导控制一体化方法-CN202311123238.9在审
发明人：冉茂鹏;郑宸;王薇;刘克新;吕金虎 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-09-01 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种考虑导引头视场角度约束的制导控制一体化方法，属于制导控制一体化技术领域。方法包括以下步骤：S1、建立纵向平面弹目相对运动制导控制一体化系统模型；S2、对于机动目标的单体拦截，设定视场约束边界，基于对数障碍Lyapunov函数与反步法设计与视场约束相关的虚拟控制输入，同时引入二阶滑模微分器对微分值进行估计；S3、对于运动目标的单体拦截，基于Lyapunov稳定性理论与反步法，分别设计与视线角以及攻击相关的虚拟控制输入，综合设计制导控制一体化舵偏角控制输入；S4、设计对应的自适应扰动观测器。本发明采用上述考虑导引头视场角度约束的制导控制一体化方法，能够解决在制导过程实际存在的视场角度范围受限的问题。
一种考虑导引视场角度约束制导控制一体化方法

[发明专利]基于萤火虫算法的火箭入轨倾角修正方法、设备及介质-CN202310872744.1在审
发明人：王健;布向伟;彭昊旻;魏凯;于继超;郭文正;唐凯一;贾松涛;赵金栋 -专利权人：东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司
申请日： 2023-07-17 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了基于萤火虫算法的火箭入轨倾角修正方法、设备及介质，属于控制技术领域，包括：发射火箭，火箭入轨倾角修正系统运行；获取当前火箭的姿态和倾角数据；基于萤火虫算法，计算出火箭当前飞行时段的最优修正倾角值；将最优修正倾角值传送至控制系统，控制系统调整火箭姿态，使其达到最优倾角值。本发明能够有效避免陷入局部最优解，找到更优的入轨倾角控制参数，有效提高火箭入轨倾角的精度修正能力，使火箭能够更准确地进入预定轨道。
基于萤火虫算法火箭倾角修正方法设备介质

[发明专利]一种叶面旋转栅格舵控制系统-CN202211064263.X有效
发明人：王英诚;薛子旺 -专利权人：北京中科宇航技术有限公司
申请日： 2022-09-01 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请提供一种叶面旋转栅格舵控制系统，包括两个对称设置在火箭两侧的叶面旋转栅格舵；叶面旋转栅格舵包括固定边框、舵片和舵片角度调节机构；固定边框固定在火箭回收段的侧壁；舵片转动连接在固定边框内；舵片角度调节机构连接在固定边框上，且与舵片连接；舵片角度调节机构用于调节舵片在固定边框内的转动角度。本申请增加栅格舵的角度调节范围，精准回收火箭回收段，且减少结构质量。
一种叶面旋转栅格控制系统

[发明专利]一种栅格舵装置-CN202211114802.6有效
发明人：孙志超;明爱珍;娄宏伟;张瑞;张东博;王英诚;杨浩亮 -专利权人：北京中科宇航技术有限公司
申请日： 2022-09-14 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请提供一种栅格舵装置，包括对称设置在箭体两侧的两组栅格舵机构，栅格舵机构包括：栅格舵、解锁机构、展开机构、锁定机构和偏摆机构；栅格舵的一端通过连接臂转动连接在箭体的开口处，另一端通过解锁机构与箭体锁定连接；展开机构固定连接在箭体内部，展开机构靠近箭体内壁的一端穿过箭体的开口处，并通过拉杆与栅格舵连接；锁定机构连接在连接臂上，用于在栅格舵展开状态下，对栅格舵进行锁定；偏摆机构固定连接在箭体内部，且与展开机构连接，偏摆机构用于带动展开机构和栅格舵整体偏摆。本申请整体结构简单，可靠性高，避免高温环境影响展开机构正常工作。
一种栅格装置

[发明专利]一种具有隐身效果的炮弹制导方法及系统-CN202210274876.X有效
发明人：周文益;李小光;郭保守;李卫斌 -专利权人：陕西北斗东芯科技有限公司
申请日： 2022-03-21 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请提供一种具有隐身效果的炮弹制导方法及系统，其中方法包括：在炮弹发射后，将所述炮弹的飞行状态从无控飞行状态调整为隐身飞行状态，调整后的所述炮弹从无控飞行轨迹变轨至沿隐身飞行轨迹继续飞行，其中，所述隐身飞行轨迹对应的推测发射地与所述无控飞行轨迹对应的推测发射地之间的距离大于预设距离阈值；将所述炮弹的飞行状态调整至末段飞行状态，调整后的所述炮弹变轨至沿末段飞行轨迹继续飞行，所述末段飞行轨迹对应的目的地与所述无控飞行轨迹对应的目的地相同。
一种具有隐身效果炮弹制导方法系统

[发明专利]一种导弹舵机舵翼的零位调整装置及方法-CN201811110442.6有效
发明人：刘衡湘;王贤勇;郜俊杰 -专利权人：湖南金翎箭信息技术有限公司
申请日： 2018-09-21 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：一种导弹舵机舵翼的零位调整装置及方法，包括底座（1）；与底座连接的第一V型定位支架（2）和第二V型定位支架（3）、直线导轨副（4）；与直线导轨副连接的滑板（5）；与滑板连接的支架（6）；与支架连接的固定定位板（7）；与固定定位板可拆卸连接的活动定位板（8）；与活动定位板连接的压紧手柄杆（9）；与舵翼（10）连接的标准体（11）；调心滑环（12）；调整过程包括以下步骤：将舵翼（10）与翼轴（16）连接，将标准体（11）套在舵翼（10）上；旋转压紧手柄杆（9），使标准体（11）紧贴固定定位板（7）和压紧手柄杆（9），将舵翼（10）与翼轴（16）的连接进行固定，将该位置记录在导弹舵机的驱动程序中。
一种导弹舵机零位调整装置方法

[发明专利]基于BAS改进粒子滤波的红外成像测距一体化引信信息融合方法与系统-CN202310657608.0在审
发明人：李宁;黄树彩;韦道知;赵岩;吴建峰;薛锡瑞;李琦;罗瑞宁 -专利权人：中国人民解放军空军工程大学
申请日： 2023-06-06 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明提出基于BAS改进粒子滤波的红外成像测距一体化引信信息融合方法与系统，属于防空导弹起爆精度控制技术领域。针对目前现有技术中存在的非线性滤波算法处理过程复杂及传统的粒子滤波算法估计起爆控制参数精度低的问题，本发明利于前向探测的弹目交会模型，通过红外成像探测器与激光测距仪相结合获得弹目交会过程中的角度信息和距离信息，经信息融合中心融合处理，再通过BAS对粒子滤波算法进行优化，大大减少粒子滤波器中使用的粒子数，降低算法时间复杂度，本发明的方法通过基于BAS改进的粒子滤波算法对数据样本粒子进行滤波，可以获得精确的初始控制所需的起爆延迟时间信息和角度信息，可以在更短的时间内获得更精确的起爆控制参数。
基于 bas 改进粒子滤波红外成像测距一体化引信信息融合方法系统

[发明专利]一种自动降轨弹道规划方法及系统-CN202310760491.9有效
发明人：李晓苏;黎桪;邹延兵;汪潋;陈辰;左湛;周鑫;张昌涌;黄晓平;唐梦莹;刘李雷;杨凯铜;王志军;岳小飞;刘克龙;段淑婧 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-06-27 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种自动降轨弹道规划方法及系统，所述方法包括：S1，判断运载火箭的当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入原目标轨道；S2、若所述当前剩余燃料不能支持所述运载火箭进入所述原目标轨道，规划可实现的新目标轨道；S3、根据所述新目标轨道进行弹道规划，用以获得可进入所述新目标轨道的重构弹道。
一种自动弹道规划方法系统

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