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[发明专利]一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法-CN202311127289.9在审
发明人：苗昊春;张翔;张林;司忍辉;刘琦;王智毅;闫俊良;朱克炜;刘梦焱;王健;周群凯 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-09-04 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法，首先将导弹弹体假想为一个刚体，然后基于导弹飞行力学计算出导弹飞行过程中刚体的俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度、z方向线加速度；再根据实飞弹道或设计弹道计算出真实俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度、z方向线加速度四个变量的1阶和2阶弹性模态量；最后将刚体的四个参数与弹性模态量叠加得到导弹弹体真实的俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度、z方向线加速度；最后，将其注入给导弹的惯性测量装置。本发明方法设计简单、有效、实用、通用性强，简化了试验流程，实现了人力、人力、物力、时间和研制成本的大幅节约，具有很好的推广应用空间。
一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法

[发明专利]一种基于参考方案局部搜索多约束弹道优化方法-CN202310528578.3有效
发明人：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 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-11 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：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。
一种基于参考方案局部搜索约束弹道优化方法

[发明专利]一种制导火箭力热迭代联合优化总体设计方法-CN202310572605.7有效
发明人：刘钧圣;牛智奇;裴培;杨树兴;杨云刚;苗劲松;李昊;李琪;李晓鹏;马兴普;高登巍;郭国强;蔺子存;陈昊;司忍辉;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： 2023-09-01 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：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。
一种制导火箭力热迭代联合优化总体设计方法

[发明专利]基于灵敏度因子分析的超远程制导火箭射程能力评估方法-CN202310572536.X有效
发明人：牛智奇;刘钧圣;李琪;杨树兴;苗劲松;杨云刚;李昊;魏其;裴培;庞川博;吕红鹰;李晓鹏;邓海鹏;司忍辉;宋宇航;杜运理 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-22 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于灵敏度因子分析的超远程制导火箭射程能力评估方法，首先建立制导火箭滑翔段射程与机械能之间的微分表达式，然后引入准平衡滑翔条件和发动机内弹道特性，建立关于发动机内弹道特性的制导火箭滑翔段射程解析评估公式，紧接着确定制导火箭射程影响因素并对其灵敏度因子进行计算，最后基于灵敏度因子分析各因素对制导火箭射程的影响关系。该基于灵敏度因子分析的超远程制导火箭射程能力评估方法具有形式简单，通用性强等特性，未来可广泛应用于各类超远程制导弹药的方案设计及优化过程中。
基于灵敏度因子分析远程制导火箭射程能力评估方法

[发明专利]一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法-CN202310505667.6在审
发明人：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 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-06 - 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。
一种远程制导火箭气动主动缓解控制方法

[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]一种全局搜索快速收敛多约束弹道优化方法-CN202310527336.2在审
发明人：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 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-05-11 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：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。
一种全局搜索快速收敛约束弹道优化方法

[发明专利]一种拖缆固定与释放装置-CN202010319574.0有效
发明人：梁权;薛耀辉;杨波;杨靖;龙鹏翼;王怡然;武文斌;司忍辉 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2020-04-22 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F42B12/68 文献下载
摘要：本发明公开了一种拖缆固定与释放装置，由线轴、盘线轮、压线板、壳体及拖缆固定件等组成，采用盘绕自锁固线方式，通过环状盘线轮与线轴带锥角的内腔配合，使拖缆在受到轴向拉力时锥面之间产生正压力，使盘线轮上盘绕的拖缆越拉越紧，产生自锁效应，来抵抗子弹与母弹同速运动瞬间所承受的巨大过载冲击力。同时，盘绕自锁固线对高强拖缆表面无损伤，固定可靠性高。高强拖缆按照平行密绕的方式缠绕在线轴外表面，两层拖缆之间施加专用粘接剂进行固化处理。该装置安装在子弹尾段，不仅可以满足高强拖缆的精密缠绕，而且可以满足与母弹分离后快速释放高强拖缆和可靠固定，抵抗子弹与母弹同速瞬间巨大的冲击过载。
一种固定释放装置

[发明专利]一种红外制导武器桌面半实物仿真系统及仿真方法-CN202211338594.8在审
发明人：张翔;苗昊春;王健;刘满国;陈韵;刘梦焱;朱克炜;王根;司忍辉;邓海鹏;闫俊良;张林 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2022-10-28 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明属于制导武器开展半实物仿真试验技术领域，具体涉及一种红外制导武器桌面半实物仿真系统及仿真方法，系统包括：仿真夹具、红外目标模拟器、仿真计算机、试验总控系统；通过构建桌面半实物仿真系统+导引头框架角仿真计算的方法来替代五轴转台实现弹目相对运动和目标背景环境模拟。优点是，无需借助五轴转台即可实现红外制导武器半实物仿真，解决了传统的红外制导武器半实物仿真存在的在没有五轴转台或因五轴转台出瞳距引起的红外目标模拟器视场范围不够的情况下无法开展半实物仿真试验的难题，节约了仿真系统研制费用数百万元，仿真系统及仿真方法设计简单、有效、实用，整个仿真过程与制导武器实际飞行过程一致，具有很好地推广应用空间。
一种红外制导武器桌面实物仿真系统方法

[发明专利]一种子母弹用连接绳索空中最大拉直力的地面测试系统-CN202010076532.9有效
发明人：陈胜政;梁权;白风科;王鹏;杨波;杨树兴;邱瑞宏;薛耀辉;杨力;杨靖;杨帆;武文斌;高晓波;司忍辉 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2020-01-23 - 公布日： 2022-11-08 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明提供一种子母弹用连接绳索空中最大拉直力的地面测试系统，用于地面模拟子母弹系统在空中工作时，当子弹、母弹间的连接绳索释放完毕后，因二者之间存在速度差导致绳索受到拉伸而产生弹性张力情况下的受力过程，并通过测力传感器对最大拉直力进行测试；同时，本系统便于测试、操作简单、成本低，为项目的研制奠定了基础。
一种子母弹连接绳索空中最大拉直地面测试系统

[发明专利]拖曳式二次起爆云爆弹放缆装置动态性能地面测试系统-CN202010076519.3有效
发明人：杨靖;陈胜政;王鹏;梁权;白风科;侯云辉;杨波;张建军;韩顺利;邱瑞宏;高晓波;杜凤怀;娄江;司忍辉;武文斌;庞春旭 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2020-01-23 - 公布日： 2022-08-09 - 主分类号： F42B35/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种放缆装置动态性能地面验证系统，通过地面台架假设抛射装置，将放缆装置设置在地面，可以真实模拟二次起爆装置的抛出过程，通过本发明的系统，可以有效验证放缆装置拖缆释放情况和结构强度；上述系统为拖曳式二次起爆制导火箭云爆弹引战配合中放缆装置的设计及验证奠定了基础，该系统具有广阔的军事应用前景。
拖曳二次起爆云爆弹放缆装置动态性能地面测试系统

[发明专利]一种弹药飞行阻力装置-CN202010076518.9有效
发明人：张永励;袁梦笛;王怡然;王鹏;杨波;李智明;吴永忠;余磊;党明利;娄江;白风科;司忍辉;龙元丰;张敏;武文斌 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2020-01-23 - 公布日： 2022-07-05 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种弹药飞行阻力装置，通过初始锁定解锁机构，通过初始锁定解锁机构与阻力片之间结构上的配合实现了对阻力片的初始锁定，通过初始锁定解锁机构的轴向运动实现与阻力片的脱离实现阻力片的解锁，保持了阻力片结构的完整性，提高了展开的同步性；通过增加展开锁紧机构实现了对阻力片的展开限位，简化了阻力装置的结构，使弹药飞行的阻力控制具有操作方便、可靠性高等特点。
一种弹药飞行阻力装置

[发明专利]一种用于超声速弹箭快速减速的阻力板及其气动设计方法-CN202010076527.8有效
发明人：党明利;向玉伟;庞川博;朱中根;王鹏;付小武;张永励;娄江;司忍辉;武文斌 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2020-01-23 - 公布日： 2022-05-20 - 主分类号： F42B10/52 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于超声速弹箭快速减速的阻力板及其气动设计方法。使用本发明能够在有效增加阻力的同时，对全弹的其他气动参数以及操纵性能影响较小。本发明将多块阻力板沿周向安装在弹体头部的末端，收拢状态时，阻力板贴合在弹体头部外表面，展开时，沿弹体法向展开，呈花瓣状。本发明提出的阻力板方案一方面可以满足大幅度提高阻力的要求，另一方面不破坏弹上控制部件，由于张开后的阻力板对全弹气动性能的影响主要在于增大阻力，对其他气动参数影响较小，可以满足精确制导的要求，有效地克服了现有技术方案的缺陷。
一种用于超声速快速减速阻力及其气动设计方法

[发明专利]拖曳式二次起爆云爆弹二次起爆装置抛射初速计算方法-CN202010076517.4有效
发明人：杨靖;杨波;王鹏;侯云辉;梁权;邱瑞宏;张建军;乔浩;韩顺利;高晓波;杜凤怀;娄江;陈胜政;司忍辉;武文斌;白风科 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2020-01-23 - 公布日： 2022-02-08 - 主分类号： F42B35/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种拖曳式二次起爆云爆弹二次起爆装置抛射初速计算方法，综合考虑拖曳式二次起爆云爆弹不确定条件，给出了拖缆最大受力正相关的最大速度差计算表达式，据此可确定出二次起爆装置最佳抛射初速范围，确保拖缆强度余量有尽可能大，以实现二次起爆，该方法为拖曳式二次起爆云爆弹引战配合中抛射初速的设计奠定了理论基础，该方法具有广阔的军事应用前景。
拖曳二次起爆云爆弹装置抛射初速计算方法

[发明专利]用于大口径法兰盘安装和拆卸的组合工装-CN202010323550.2有效
发明人：郑鹏飞;刘宇涛;邓恒;宋军;司忍辉;李卫鹏;李志浩;严鸥鹏;孟秀琴;张时空;王磊 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2020-04-22 - 公布日： 2021-11-16 - 主分类号： B25B27/14 文献下载
摘要：本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种用于大口径法兰盘安装和拆卸的组合工装，包括：顶丝、导向锥、压螺。该工装可方便、快捷的对大口径法兰盘进行安装和拆卸。本发明的工装，结构简单、工作可靠、操作简便，可有效提高大口径法兰盘的安装和拆卸效率。
用于口径法兰盘安装拆卸组合工装

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