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[发明专利]一种便携式火箭制导组件地面测试发控系统-CN202310305055.2在审
发明人：白宏阳;曹宇;邹冠宇;靳科锐;邓天宇 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2023-03-27 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种便携式火箭制导组件地面测试发控系统，该系统包括防护箱体、测试发控计算机、电源模块、操作面板模块和线缆；防护箱体用于安装和保护内部设备；测试发控计算机用于对火箭制导组件测试进行控制和测试；电源模块为测试发控计算机和火箭制导组件供电；操作面板模块用于控制火箭制导组件，并为测试发控计算机和火箭制导组件提供电器通信接口；系统内置故障模拟诊断算法、导航算法等相关算法，测试发控计算机通过操作面板上的电气通信接口将指令转换为控制信号发送到火箭制导组件，并接收其反馈的状态信号发送给测试发控计算机。本发明可根据实际需求加载其他算法软件，具有集成度高、体积小、重量轻、功能全面和适用性强的优点。
一种便携式火箭制导组件地面测试系统

[发明专利]一种制导火箭低成本安全自毁方法-CN202310572597.6在审
发明人：刘钧圣;牛智奇;魏其;杨树兴;苗劲松;李昊;李琪;裴培;杨云刚;张永励;戴存喜;韩琰;翟英存;郭国强;韩斌;宋宇航;付璐 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-22 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种制导火箭低成本安全自毁方法，构建安全自毁装置，包括飞控装置、隔离开关和自毁火工系统；在飞控装置和自毁火工系统之间设置隔离开关实施电路物理隔离进行电路保护；采用发动机自毁和舵偏自毁结合的自毁策略；采用飞控自主识别安控模式，通过实时识别弹体当前信息，判断是否发出自毁指令。本发明可适用于低成本制导火箭飞行试验时姿态发散或航迹偏移情况下的弹体自毁，确保航区安全性要求。
一种制导火箭低成本安全自毁方法

[发明专利]一种基于四片舵控制的导弹舵偏动态分配方法-CN202310135048.2在审
发明人：余帅先;金一欢;金帆;刘露;张兰兰 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2023-02-17 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：一种基于四片舵控制的导弹舵偏动态分配方法，属于飞行控制技术领域。本发明提供的技术方案相比传统导弹通道舵偏分配方式，在对导弹三个通道舵偏进行分配时，充分考虑俯仰通道和偏航通道舵偏大小，将滚动通道舵偏依据俯仰通道和偏航通道需求舵偏相对大小，差异性地分配到四个单舵上。这种分配方案相比传统分配方案，可有效提高舵偏的使用率，使三个通道均能付出较大舵偏，提高导弹控制精度，增加飞行稳定性。本发明计算简单，性能稳定，易于工程实现。
一种基于四片舵控制导弹动态分配方法

[发明专利]一种基于摄动制导的分导弹头落点的控制方法-CN202310319729.4在审
发明人：宋申民;韦生辉;康鸿龙;李建锋;成国瑞 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2023-03-28 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：一种基于摄动制导的分导弹头落点的控制方法，涉及一种独立重返分导弹头落点的控制方法。本发明解决了现有分导弹头落点控制方法因采用轨道力学中的二体假设，忽略地球自转和大气阻力的影响，导致求解速度增量的结果模型误差较大的问题。本发明方法：S1：装订发射点和目标点经纬度；S2：采用牛顿迭代计算发射方位角和一级最大负攻角；S3：启用摄动制导计算各分导弹头需要的速度增量；S4：将获得的各分导弹头速度增量保存写入弹载计算机当地文件内，在各分导弹头指定的分导时刻分导舱分别对其施加所对应的速度增量，进行全弹道飞行即完成分导弹头的落点控制。本发明方法具有迭代变量少，计算速度快，结果精度高的特点。
一种基于摄动制导导弹落点控制方法

[发明专利]一种导弹出水基于超空泡原理降载增稳装置-CN202310344828.8在审
发明人：张宝收;龙腾;安海潮;史人赫;孙景亮 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2023-04-03 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开的一种导弹出水基于超空泡原理降载增稳装置，属于导弹高速出水降载增稳领域。本发明主要由顶部喷气装置和侧部喷气装置组成，侧部喷气装置设有多组，依次沿导弹侧部绕其周身等距排布。本发明利用反应剂的水解反应产生大量气体将导弹头部包裹其中，从而降低导弹在出水前受到的不均匀载荷影响，进而实现导弹出水过程的降载增稳，提高导弹打击目标的精准度。顶部、侧部喷气装置通过反应剂水解反应实现对导弹头部进行气体包裹，无需对导弹进行繁琐的改造，改造成本低，也不会对导弹结构造成显性破坏，此外，本发明在顶部、侧部喷气装置的配合下产生的气体包裹导弹头部的面积大，包裹速度快，提高对导弹出水前所述瞬态变化过程的适应性。
一种导弹出水基于空泡原理降载增稳装置

[发明专利]考虑视场角和舵机延时约束的导弹制导控制一体化方法-CN202211163332.2有效
发明人：张小跃;李志兵;吴扬波;白光远;崔越 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-09-23 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明提出一种考虑视场角和舵机延时约束的导弹制导控制一体化方法，主要用于携带捷联导引头的高超声速导弹末制导阶段拦截高速机动目标。首先，建立了纵向平面的严反馈形式的非线性制导控制一体化模型。随后，基于反步法、障碍Lyapunov函数、滑模控制方法设计了制导控制一体化控制器，其中模型中各个通道的复合干扰使用降阶扩张状态观测器进行估计和补偿。本发明针对高超声速导弹拦截高速机动目标的场景，使用绛阶扩张状态器对系统未知复合干扰的估计并在控制器中加以补偿，保证了控制器的鲁棒性。障碍Lyapunov函数保证了视场角的有界性，实现了视场角约束，提升了末制导阶段拦截机动目标的可靠性。
考虑视场舵机延时约束导弹制导控制一体化方法

[发明专利]一种导弹精确制导方法及系统-CN202310038011.8在审
发明人：纪义国;田春艳;侯满义;刘泽乾;张会峰;刘俊峰;张延忱 -专利权人：中国人民解放军空军航空大学
申请日： 2023-01-07 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明适用于导弹制导技术领域，提供了一种导弹精确制导方法及系统，包括以下步骤：获取理论飞行路线和目标位置点；实时检测导弹三维坐标，获得实际飞行路线，每隔设定间隔值根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角；对导弹位置进行判定，当导弹位置和目标位置点之间的间距小于设定距离值时，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，计算得到预测飞行路线；确定预测飞行路线与目标位置点之间的预测误差，当预测误差在设定的脱靶距离内时，不再调整飞行路线；否则，继续调整发动机推力方向和舵面偏转角，直到制导精度达标，如此，即使发动机推力方向和舵面偏转角不能够实时进行调整，也能够保证导弹的制导精度。
一种导弹精确制导方法系统

[发明专利]三维事件触发协同制导方法-CN202310025945.8在审
发明人：陈万春;陈中原;王鹏 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-01-09 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明提供了一种三维事件触发协同制导方法，包括以下步骤：构建第一方向的协同制导命令和第一触发机制，根据第一触发机制更新第一方向的协同制导命令；构建第二方向的协同制导命令和第二触发机制，根据第二触发机制更新第二方向的协同制导命令；构建第三方向的协同制导命令和第三触发机制，根据第三触发机制更新第三方向的协同制导命令；第一和第二方向的协同制导命令控制多枚导弹以期望相对碰撞角度攻击，第三方向的协同制导命令控制多枚导弹实现同时攻击，第一、第二和第三方向中的任意两个方向互相垂直，第一、第二和第三触发机制中的至少一个为事件触发。应用本发明的技术方案，可以大大降低制导命令的更新频率，从而减少资源消耗。
三维事件触发协同制导方法

[发明专利]一种六爪型锻造镁合金舵支架及制备工艺方法-CN202310307256.6在审
发明人：雷豹;王毅;孙向春;宋志国;王卫康;许俊伟;周益典;严旭;明世朝;姚重阳;张程;卞亚东;金玲;余家泉;赵日;杨东生;梁祖典;张子杨;孙学麒;刘宁 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2023-03-27 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：一种六爪型锻造镁合金舵支架，包括外圆弧面、1条环筋、6条主筋、2个安装孔；外圆弧面为随形设计，固定在尾舱或伺服控制舱壳体内表面，外圆弧面的中心位置设置有大轴承安装孔，大轴承安装孔的四周为环向主筋和纵向主筋，其中，4条环向主筋用于承受空气舵主要载荷，提供环向刚度；两条纵向主筋用于承受空气舵舵偏角下的轴向载荷分力，提供轴向刚度；6条主筋的末端均连接在小轴承安装孔上，将小轴承安装孔架起，使得小轴承安装孔与大轴承安装孔之间相距一定距离且同轴。根据舵支架的承载特点，及安装功能区域，通过拓扑优化，提出六爪型舵支架构型，实现舵支架轻质化设计，单件重量为0.625kg，相比传统铝合金舵支架减重约45％。
一种六爪型锻造镁合金支架制备工艺方法

[发明专利]复杂路况运输情况下惯导系统优选决策方法及系统-CN202310280797.4有效
发明人：冯志超;姚鑫智;周志杰;胡昌华;孔祥玉;韩晓霞 -专利权人：中国人民解放军火箭军工程大学
申请日： 2023-03-22 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开一种复杂路况运输情况下惯导系统优选决策方法及系统，涉及惯导系统领域，该方法包括获取飞行器飞行路径中经过的公路运输里程、铁路运输里程和惯导系统的多个关键特征指标的监测信息；所述惯导系统为所述飞行器中惯导系统；将所述公路运输里程、所述铁路运输里程和惯导系统的多个关键特征指标的监测信息输入惯导系统优选决策模型，输出惯导系统的质量状态特征向量；所述惯导系统优选决策模型是根据数据集对惯导系统优选决策初始模型进行训练获得的，惯导系统优选决策初始模型是基于置信规则库构建的模型；根据所述惯导系统优选决策模型输出的质量状态特征向量确定惯导系统的质量状态等级，本发明提高了优选决策的准确性。
复杂路况运输情况下惯导系统优选决策方法

[发明专利]一种数据链辅助的弹体导航方法-CN202310232553.9在审
发明人：刘程;张时雨;许常燕;段志强;廖恒;王旭东;徐胡超;黎昱杰 -专利权人：中国电子科技集团公司第二十六研究所
申请日： 2023-03-10 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明涉及惯性导航技术领域，特别涉及一种数据链辅助的弹体导航方法，包括基于数据链的辅助导航，获取弹体在发射坐标系下的位置；根据弹体在发射坐标系下的位置计算弹体在发射坐标系下的坐标；根据弹体在发射坐标系下的坐标以及弹体高度计算弹体飞行过程中的经度、纬度；每隔固定周期，利用卡尔曼滤波器对经度、纬度、高度进行导航修正；本发明采用数据链测距原理辅助导航系统，完成弹体在恶劣环境下测量影响下仍能保持高精度导航的任务，确保精准命中目标。
一种数据链辅助弹体导航方法

[发明专利]一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差估计方法-CN202211371812.8在审
发明人：于剑桥;周洪淼;赵新运 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2022-11-03 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差估计方法，利用激光驾束制导导弹能够获取的信息，计算导弹控制力产生的理论加速度和实际加速度之间的差，得出滚转角测量误差。该方法仅需已知线偏差及导弹在动坐标系下产生的控制力即能够对滚转角测量误差进行准确的估计。
一种激光制导转导转角测量误差估计方法

[发明专利]适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法-CN202211650260.4在审
发明人：潘瑞;杨树兴;栗金平;苗昊春;常江;邓海鹏;程冬;卢莺;董韬;王晨 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2022-12-21 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明涉及一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，属于制导控制领域。本发明通过深入分析图像导引头对视线角、视线角速度的定义及其与常用坐标系之间的转换关系，创新性的对现有制导信息提取方法进行改进，有效保证了制导弹药在末端姿态剧烈变化时的精度及落角需求。本发明首先对导引头测量得到的视线角速度进行滤波，消除噪声影响；其次将惯导测量得到的姿态信息与导引头测量得到的框架角信息创新性的引入，将视线角速度旋转得到视线系下视线角速度；最后计算纵向、侧向过载指令参与闭环制导控制。该适应图像制导弹药带落角约束制导信息提取方法结构通用，工程实践能力强。
适应图像导引制导弹药带落角约束信息提取方法

[发明专利]一种基于数据链和雷达的辅助弹体导航方法-CN202310232521.9在审
发明人：刘程;张时雨;段志强;许常燕;李玲;周仁侨;阳洪;宋军 -专利权人：中国电子科技集团公司第二十六研究所
申请日： 2023-03-10 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明涉及惯性导航技术领域，特别涉及一种基于数据链和雷达的辅助弹体导航方法，基于数据链和雷达的辅助导航，获取弹体在发射坐标系下的位置；根据弹体在发射坐标系下的位置计算弹体在发射坐标系下的坐标；根据弹体在发射坐标系下的坐标以及弹体高度计算弹体飞行过程中的经度、纬度；每隔固定周期，利用卡尔曼滤波器对经度、纬度、高度进行导航修正；本发明采用数据链+雷达的方式辅助完成弹体导航算法，使弹体在导航过程中仍能保持高精准度进行飞行，完成命中目标的任务。
一种基于数据链雷达辅助弹体导航方法

[发明专利]一种垂直起降演示验证火箭着陆后处理时序设计方法及系统-CN202211739781.7在审
发明人：杨跃;朱佩婕;丁子航;赵学光;罗庶;可钊;李钧;马道远;刘岳;龚习 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-31 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明涉及一种垂直起降演示验证火箭的着陆后处理时序设计方法，包括判定箭上贮箱气枕压力、箭体或场地状况、场地甲烷浓度状态，若均未出现异常，则开始泄出燃料；燃料泄出后完成后，继续判定气枕压力、箭体或场地状况、着陆场地燃料浓度是否异常，若均未出现异常，则开始泄出氧化剂；氧化剂泄出完成，恢复箭地之间的机械和电气接口连接，执行撤收流程。本发明提供的垂直起降演示验证火箭的着陆后处理时序设计方法适用于推进剂采用液氧甲烷推进剂的垂直起降演示验证火箭，该后处理时序采用人员远程控制，解决了火箭后处理时的人员安全性问题，确保高安全性、无害化火箭回收后处理，为可回收关键技术验证提供了较好的环境。
一种垂直起降演示验证火箭着陆处理时序设计方法系统