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[发明专利]一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构-CN202310705848.3在审
发明人：刘钧圣;张永励;马兴普;杨树兴;李学峰;韩琰;杨云刚;李晓鹏;戴存喜;南广智;马颖超;李昊;宋宇航;靳鑫;杜天宇 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-06-14 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： B64C9/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，属于飞行器空气舵设计领域。主要解决复合空气舵结构方案中，前缘与舵面的连接因温度造成的热变形不匹配以及前缘与连接螺钉的机械损坏及失效问题。本发明采用的技术方案为前缘与舵面本体沿翼展方向分别设置有凸台或凹槽，通过凸台和凹槽的配合在垂直于翼面方向限位，通过计算在翼面设置圆形定位孔和条形定位孔；沿翼展方向设置条形连接孔，并通过螺钉进行固定，解决了连接结构在高温环境下的防松动问题。
一种适用于温度梯度高超声速空气前缘连接结构

[发明专利]一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法-CN202310600718.3在审
发明人：刘钧圣;苗昊春;邓海鹏;栗金平;高登巍;李琪;宋宇航;潘瑞;裴培;张宝;刘梦焱;马季容;韩琰;戴存喜;常江;程冬;卢莺;王晨 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-25 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法，主要解决传统弹道倾角（偏角）控制偏差求取方法中存在的问题：首先计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向的单位在发射坐标系中三个轴向的投影，然后通过3次坐标旋转将其转换到弹体坐标系，再分别计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向与弹体坐标系之间的夹角，两者作差后计算得到速度矢量控制偏差，利用速度矢量控制偏差计算得到舵偏角控制指令。通过多次飞行试验验证，本发明效果良好。
一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法

[发明专利]减小高度散布的垂直发射远程导弹转弯程序角生成方法-CN202310600762.4在审
发明人：苗昊春;邓海鹏;牛智奇;刘梦焱;栗金平;高登巍;杨云刚;刘琦;樊鑫;李晚秋;闫俊良;朱克炜;王姣;娄江;周群凯;韩琰;戴存喜 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-25 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种减小高度散布的垂直发射远程导弹转弯程序角生成方法，以垂直发射远程导弹为背景，对初始爬升段的弹道倾角指令插值方法进行研究，定义新的弹道倾角指令参考轴，并用射前优化得到的倾角指令与参考轴生成插值表，利用导弹位置在参考轴上的投影作为插值变量进行一维插值得到弹道倾角指令，计算结果表明本发明能够非常有效得解决时间插值弹道倾角指令带来的弹道高度散布问题。
减小高度散布垂直发射远程导弹转弯程序生成方法

[发明专利]一种高超声速火箭弹滤波方法-CN202310567725.8在审
发明人：刘钧圣;苗昊春;邓海鹏;栗金平;杨树兴;李琪;高登巍;宋宇航;潘瑞;裴培;张宝;刘梦焱;马季容;韩琰;戴存喜;常江;程冬;卢莺;王晨 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-19 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： H03H17/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速火箭弹滤波方法，首先采用双线性变换法对滤波器进行离散化，然后设计滤波算法，以4ms解算周期实现了2ms的滤波效果，试验表明优化后的滤波算法效果较好。
一种高超声速火箭弹滤波方法

[发明专利]一种火箭弹弹性振动频率在线辨识与抑制方法-CN202310602499.2有效
发明人：邓海鹏;苗昊春;栗金平;杨树兴;高登巍;杨云刚;宋宇航;潘瑞;张宝;刘梦焱;马季容;常江;程冬;卢莺;韩琰;戴存喜 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-26 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： G06F18/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭弹弹性振动频率在线辨识与抑制方法，首先利用滑动窗口傅里叶变换对速率陀螺或加速度计输出的信号进行时频分析，在关注的频带范围内实时辨识出弹性振动的频率；然后根据辨识结果针对性调整陷波滤波器的参数，使得陷波中心频率始终为弹性振动频率，从而获得较好的滤波效果。
一种火箭弹弹性振动频率在线辨识抑制方法

[发明专利]一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法-CN202310540591.0在审
发明人：刘钧圣;杨云刚;牛智奇;杨树兴;李昊;李琪;苗劲松;裴培;魏其;郭国强;司忍辉;党进峰;戴存喜;邓海鹏;宋宇航 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-12 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
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。
一种口径固体火箭发动机过载预估模型构建方法

[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]一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构-CN202210897338.6在审
发明人： 戴存喜;马颖超;张永励;南广智;李学峰;韩琰;马兴普;陈昊;李昊;李晓鹏;靳鑫 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2022-07-28 - 公布日： 2022-10-04 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明属于远程弹箭结构设计技术领域，公开了一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构，尾舱舱体防热层设置在尾舱金属舱体外表面；所述尾舱舱体套设在发动机喷管的外侧，两者之间留有缝隙，所述弹尾密封环设置在上述缝隙中；所述发动机喷管的外壁与弹尾密封环的内壁之间设置有舱体密封圈；所述弹尾密封环可以与金属舱体之间能够产生相对滑动。本发明的技术方案具备如下有益效果：(1)各组成部件结构形式简单，加工工艺性好，装配和检测方便；(2)能适应发动机喷管与尾舱舱体之间的变形不匹配，可有效防止发动机工作时高温火焰燃气侵入尾舱内部；(3)有效降低发动机工作时喷管的振动对尾舱舱体结构和舱内设备的影响，实现远程弹箭尾舱的密封。
一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构

[发明专利]一种变结构二维超音速进气道调节机构-CN201610504772.8有效
发明人：龚春林;陈兵;朱政光;唐硕;樊健平;张云伟;史祥鹏;张孝南;戴存喜 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-06-30 - 公布日： 2018-10-26 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种变结构二维超音速进气道调节机构，由前体压缩板、喉道上面板、燃烧室上面板、连杆机构、伸缩机构、液压机构组成，前体压缩板和燃烧室上面板与喉道上面板通过伸缩机构连接，两组连杆机构位于喉道上面板表面平行对称安装,两组液压机构固定在两组连杆机构相对的一侧。通过液压机构实现连杆机构、伸缩机构的运动，伸缩机构运动改变前体压缩板、燃烧室上面板的倾斜角度，同时使喉道上面板上下处于水平移动，保证进入燃烧室空气气流的稳定性；前体压缩板使来流空气在进气道内减速增压，喉道上面板移动改变喉道高度，保证进气道在宽马赫数范围正常起动，并处于较佳的工作状态，提高了进气道的工作效率和气动性能。
一种结构二维超音速进气道调节机构

[发明专利]一种用于宽速域变结构尾喷管的调节装置-CN201610710381.1有效
发明人：龚春林;陈兵;史祥鹏;谷良贤;樊健平;朱政光;戴存喜;张云伟;张孝南 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-08-23 - 公布日： 2018-10-02 - 主分类号： F02K1/18 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于宽速域变结构尾喷管的调节装置，采用两套相同的偏转结构，对称安装在发动机尾喷管底板上部；可伸缩液压缸的头部固定在尾喷管上部机体侧板上，液压缸活塞杆与长曲柄一端连接，另一端与短曲柄的一端连接于机体侧板的铰轴上，短曲柄的另一端与变形连杆的一端连接，变形连杆的另一端与变形桁架上端连接，变形桁架下端连接在飞行器尾喷管底板的侧板上；活塞杆与可伸缩液压缸形成滑动约束,实现尾喷管底板上下偏转。调节装置结构简单，利用喷管上部空间，在飞行器处于飞行状态时，根据尾喷管中的气流状态，驱动活塞杆对尾喷管下底板进行上下调节，改变气流状态，改善发动机性能，具有良好的传动性能和承载能力。
一种用于宽速域变结构喷管调节装置

[发明专利]一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构-CN201610710112.5有效
发明人：龚春林;戴存喜;陈兵;谷良贤;樊健平;史祥鹏;张孝南;朱政光;张云伟 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-08-23 - 公布日： 2018-08-21 - 主分类号： B64D27/26 文献下载
摘要：本发明公开了一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，采用“对流冷却+被动隔热”的热防护方式，用来阻止发动机内部热量传递至机身内部，为飞行器机身内部的低温推进剂储箱提供适宜的工作环境。冲压发动机位于飞行器机身腹部，进气道压缩面、发动机机体与尾喷管为一体结构；推力架位于发动机机体上连接发动机机体与机身承载框架，热交换面板与上面板通过若干波纹腹板连接，并在与波纹腹板之间形成的空间内填充隔热纤维，形成隔热承载一体化防热层；热交换面板内均布若干冷却管路。工字梁与滑块组合形成滑动承载结构，分别位于上面板的中间和尾部；工字梁与滑块间以滑动来消除上下结构间的热膨胀变形的不匹配，减小结构的热应力。
一种吸气式超燃冲压发动机推力结构

[发明专利]一种变结构二维超音速进气道调节装置-CN201610502968.3有效
发明人：龚春林;陈兵;谷良贤;朱政光;樊健平;史祥鹏;张孝南;戴存喜;张云伟 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-06-30 - 公布日： 2018-04-13 - 主分类号： F02C7/057 文献下载
摘要：本发明公开了一种变结构二维超音速进气道调节装置，由前体压缩板、喉道上面板、燃烧室上面板、连杆机构、液压机构、支架组成；前体压缩板和燃烧室上面板与喉道上面板铰链连接，底座固定在喉道上面板上,支架位于喉道上面板的上部，连杆机构和液压机构配合位于支架的两端,且与底座和支架固定座配合连接。进气道调节装置结构简单，工程实用性强；可直接改变压缩角的大小，保证进入燃烧室气流稳定燃烧；保证进气道在宽马赫数范围正常起动，使其处于较佳的工作状态。进气道调节装置可移植性和通用性强，通过改变装置尺寸大小可用于具有二维超音速进气道任意吸气式飞行器，提高吸气式发动机与机体的一体化设计，提高飞行器的总体性能。
一种结构二维超音速进气道调节装置

[发明专利]一种对称型变结构超音速进气道调节装置-CN201610503099.6有效
发明人：龚春林;朱政光;陈兵;唐硕;樊健平;戴存喜;张云伟;史祥鹏;张孝南 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-06-30 - 公布日： 2017-11-28 - 主分类号： F02C7/057 文献下载
摘要：本发明公开了一种对称型变结构超音速进气道调节装置，由前体压缩板、喉道上面板、燃烧室上面板和调节装置、滑动机构组成，前体压缩板和燃烧室上面板与喉道上面板通过滑动机构和调节装置连接，调节装置对称固定在喉道上面板上，多个滑动机构分别对称安装在前体压缩板和燃烧室上面板上。通过调节装置改变进气道压缩角的大小及喉道高度，调节进入燃烧室内的气流品质和空气流量大小，使其处于较佳的工作状态。当进气道工作在低马赫数时减小前体压缩板的压缩角，同时增大喉道高度以改变进气道的起动性能，提高发动机性能；随着马赫数的增加，增大压缩角，同时减小喉道高度，增大内收缩比，提高进气道出口静压提高了飞行器的总体性能。
一种对称结构超音速进气道调节装置

[发明专利]一种封闭式变结构二维超音速进气道-CN201610504745.0有效
发明人：龚春林;朱政光;陈兵;唐硕;樊健平;张孝南;戴存喜;张云伟;史祥鹏 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-06-30 - 公布日： 2017-10-31 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种封闭式变结构二维超音速进气道，由机身、进气道、燃烧室上面板作动机构组成，机身与固定压缩板为一体结构，扇形板与固定压缩板通过转轴连接，扇形板在扇形槽内贴着机身侧壁转动；可动压缩板在凹槽内移动，可动压缩板与燃烧室上面板通过转轴连接；燃烧室上面板作动机构带动燃烧室上面板沿机身内侧壁上竖直方向的前滑槽、后滑槽上下移动；在保证进气道密封的条件下，通过改变进气道压缩角的大小直接调节进入燃烧室内的气流品质。变结构二维超音速进气道实现进气道从低马赫数至高马赫数工作的平稳过渡，减小气动阻力；保证进气道在宽马赫数范围正常起动处于较佳的工作状态，提高了进气道的工作效率和气动性能。
一种封闭式结构二维超音速进气道

[发明专利]可变大倾角的平移式平直翼增升装置-CN201410440605.2有效
发明人：李可;戴存喜;胡寒栋;朱政光;曹梦楠 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2014-09-01 - 公布日： 2014-12-10 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种可变大倾角的平移式平直翼增升装置，用于解决现有增升装置增升效率低的技术问题。技术方案是包括主驱动轮、同步带从动轮、同步带、平直翼、滑轨组、调节杆、调节臂、直线电机、固定梁和支架。该装置两侧的主驱动轮、同步带从动轮、滑轨组、直线电机以及固定梁都固定在支架上，调节杆固定在平直翼上，调节臂安装在直线电机上，所有的平直翼通过轴固定在同步带上，相对机身做平移运动，增加平直翼与气流的相对速度，通过改变每片平直翼的调节杆在滑轨中的运动路径，改变平直翼的工作倾角，从而产生不同大小的升力，提高了飞机在不同环境下的增升效率。
变大倾角平移平直翼增升装置

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