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[发明专利]一种考虑容积的低气动阻力锥段组合外形设计方法及装置-CN202310706727.0在审
发明人：刘钧圣;庞川博;牛智奇;杨树兴;吕鸿鹰;向玉伟;苗昊春;袁先士;付小武;朱红星;韦巧玲;童静;杨云刚;李昊;李琪;苗劲松;裴培;魏其;胡文谦 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-06-14 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提供一种考虑容积的低气动阻力锥段组合外形设计方法及装置，属于锥段组合外形气动设计领域。主要解决的问题是在满足锥段装载容积需求的同时，尽可能的优化气动外形设计，从而降低气动阻力。本发明采用的技术方案为根据原始需求，首先构建初始圆锥段，再根据需求，将初始圆锥段拆分为双锥组合，计算一锥和二锥锥角的比值并与预设值进行比较，进而调整一锥和二锥长度，达到预设值时锥段组合气动阻力与容积达到最优。
一种考虑容积气动阻力组合外形设计方法装置

[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]一种考虑气动加热效应的飞行器轴向力修正方法-CN202310658727.8有效
发明人：牛智奇;刘钧圣;庞川博;杨树兴;吕鸿鹰;向玉伟;苗昊春;袁先士;付小武;朱红星;韦巧玲;童静;杨云刚;李昊;裴培;胡文谦 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-06-06 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种考虑气动加热效应的飞行器轴向力修正方法，解决了变壁温条件下实际阻力相对于绝热条件下阻力预测偏差大，耗时长的问题；所采用的方案为首先建立飞行器三位简化集合数学模型，利用CFD手段对模型进行定常流场求解，求解得到导弹气动力数据后，使用该气动数据进行理论弹道仿真，以弹道仿真结果为输入，开展气动热环境与热响应预测，得到导弹表面温度随时间变化的曲线，得到模型壁面温度的最大值与最小值，以此为基础进行迭代修正。通过有限的迭代即可考虑气动加热引起的飞行器表面温度改变对气动轴向力的影响，修正过程耗时短，修正后预测精度提高，飞行器气动性能评估更加准确。
一种考虑气动加热效应飞行器轴向修正方法

[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]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

[实用新型]一种柴油机机油冷却系统-CN202320165201.1有效
发明人：陈林;杨云刚;陈开浩 -专利权人：成都云内动力有限公司
申请日： 2023-02-09 - 公布日： 2023-05-19 - 主分类号： F01M5/00 文献下载
摘要：本实用新型涉及机油冷却系统技术领域，公开了一种柴油机机油冷却系统，包括设置于柴油机缸体上用于安装冷却器芯的冷却腔体，所述柴油机缸体上设置有与冷却腔体连通的缓冲腔体，所述冷却腔体和缓冲腔体上分别设置有与柴油机缸体冷却液管路连通的冷却液入口和冷却液出口，所述冷却液出口设置在所述缓冲腔体的上方内壁上，使完成换热的冷却液可以沿所述冷却液出口方向向上流出，在所述机油冷却系统上设置所述缓冲腔体，并将所述冷却液出口方向设置为开口朝上，通过改变冷却液的流动方向，提高所述机油冷却系统内冷却液的流动效率，从而实现冷却液与冷却器芯之间的换热效率。
一种柴油机机油冷却系统

[发明专利]一种可量化评估的导引头体制选型决策分析方法-CN202211615061.X在审
发明人： 杨云刚;邹汝平;刘钧圣;邹勇;王琨;黎玉刚;方飞;刘琳;刘品;王刚;王振领;董璐璐 -专利权人：西安现代控制技术研究所
申请日： 2022-12-14 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明提出一种可量化评估的导引头体制选型决策分析方法，运用层次分析法，建立导引头体制选型决策递阶层次结构模型，通过对判断矩阵进行层次排序和一致性检验分析，可对作用距离、全天候作战能力、成本等因素关于不同体制方案导引头的影响重要性进行量化评估，获得满足总体需求的最佳决策方案，避免人为定性分析的个别判断失误影响，该方法简单有效，既可以定量评估决策结果，又易于工程实现。
一种量化评估导引体制选型决策分析方法

[实用新型]一种柴油机摇臂组件润滑结构-CN202320165197.9有效
发明人：陈林;杨云刚;陈开浩 -专利权人：成都云内动力有限公司
申请日： 2023-02-09 - 公布日： 2023-04-21 - 主分类号： F01M9/10 文献下载
摘要：本实用新型涉及柴油机技术领域，公开了一种柴油机摇臂组件润滑结构，包括在缸体和缸盖上设置的螺栓安装孔，在螺栓安装孔内安装螺栓对缸体和缸盖进行连接，所述螺栓安装孔包括连通段和位于缸体上的连接段，所述螺栓与连接段之间为螺纹连接，所述螺栓与连通段之间设置有间隙，使螺栓与连通段之间形成第一润滑油道，所述第一润滑油道一端与设置与缸盖上的第二润滑油道连通，另一端与设置在缸体上的缸体油道连通，所述第二润滑油道另一端连通至摇臂组件，所述缸体油道另一端与缸体上的润滑油主油道连通，利用所述缸盖和缸体之间的螺栓安装孔用于润滑油的第一润滑油道，从而避免了在缸盖上增设搭子的结构，减少对所述缸盖内部结构的影响。
一种柴油机摇臂组件润滑结构

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