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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]一种三自惯导用光纤陀螺仪-CN202311140357.5在审
发明人：潘良;杨鹏翔;蒋军彪;王晓章;张辉;王晓宁;张天瑶;牛震;常贝贝;邓盼盼 -专利权人： 西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-09-06 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： G01C19/72 文献下载
摘要：本发明公开了一种三自惯导用光纤陀螺仪，采用传感器、驱动检测分离模式，包括光学角速度敏感单元和光电驱动检测模块两部分，光学角速度敏感单元包括光纤环、集成光学相位调制器。光电驱动检测模块包括掺铒光源、光纤耦合器、光电探测器、光源驱动电路、信号检测、控制电路与检测模块结构。本发明掺铒光源具有高功率和高波长稳定性特点，提高了系统信噪比和线性度，适用于敏感高分辨率的转速，同时光学角速度敏感单元和驱动检测模块的物理分离可以减小启动漂移。
一种用光陀螺仪

[发明专利]一种升降式武器站两级自动密封装置-CN202310792148.2在审
发明人：张延风;郑菊红;侯林海;李玉玺;王磊;李宇璠;黄鹏;顾广鑫;方子穆 -专利权人： 西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-06-30 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： F16J15/10 文献下载
摘要：本发明属于武器装备密封技术领域，具体涉及一种升降式武器站两级自动密封装置，所述密封装置通过上密封板、下密封板、升降机构实现了行军和作战两种状态下对导弹车辆舱体内部的自动密封。在行军时，武器站处于降下状态，升降机构位于低位，使得上密封板与车辆顶部开口通过橡胶密封条接触，且橡胶密封条处于压紧状态，实现行军状态车辆舱体内部的自动密封；在作战状态下，武器站升至车顶，下密封板与车辆顶部开口下表面通过挡板四周橡胶密封条接触，且由于升降机构的举升力使得橡胶密封条处于压紧状态，实现了作战状态下的舱体内部密封。该装置保证在各种工况下舱体内部各设备不受风、砂、雨的影响，并为操作人员提供相对稳定的工作环境。
一种升降武器两级自动密封装置

[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]一种考虑可用过载约束下的侧向绕飞方法-CN202310813061.9有效
发明人：栗金平;刘钧圣;高登巍;张梦典;邓海鹏;李雅君;常江;张哲铭;张一杰 -专利权人： 西安现代控制技术研究所;西北工业大学
申请日： 2023-07-05 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种考虑可用过载约束下的侧向绕飞方法，可实现复杂过载约束下的侧向绕飞轨迹设计，通过深入分析高超声速飞行器可用过载特性并充分考虑侧向机动能力，创新性的提出采用计算分段多项式系数的方法实现侧向过载约束下的侧向弹道绕飞设计问题。本发明首先根据飞行轨迹库中的飞行高度和飞行速度确定飞行过程中的飞行动压，确定侧向最大可用过载；其次预设高阶分段多项式表示侧向位置、速度、加速度、加加速度；最后将问题转换为标准二次规划问题进行快速计算，得到侧向标称飞行轨迹。本发明方法设计的侧向轨迹在有限的过载约束下快速实现了诸元中给定导航点的精确绕飞，在可行范围内用最小的代价实现任意位置的侧向绕飞弹道规划。
一种考虑可用过载约束侧向方法

[外观设计]电子箱（平面对接组合式）-CN202230824459.9有效
发明人：任立力;吴宇凡;张姗姗;方飞;占伟;董璐璐;徐燕涛;陈宇洁;黄静 -专利权人： 西安现代控制技术研究所
申请日： 2022-12-08 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： 14-02 文献下载
摘要：1.本外观设计产品的名称：电子箱（平面对接组合式）。2.本外观设计产品的用途：用于拆装箱式电子设备。3.本外观设计产品的设计要点：在于结构和形状。4.最能表明设计要点的图片或照片：立体图。
电子平面对接组合式

[外观设计]VPX集成背箱-CN202230863794.X有效
发明人：武小舟;母勇民;侯新宇;任立力 -专利权人： 西安现代控制技术研究所
申请日： 2022-12-27 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： 13-03 文献下载
摘要：1.本外观设计产品的名称：VPX集成背箱。2.本外观设计产品的用途：用于信息化车载武器综合电子集成系统电气的无缆化交互和模块化对接。3.本外观设计产品的设计要点：在于结构和形状。4.最能表明设计要点的图片或照片：立体图。
vpx 集成

[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]一种基于类间样本平衡约束的航拍图像目标检测方法-CN202310713343.1在审
发明人：丁艳;黄晨;贾庆忠;焦迎杰;高琨;刘亮亮 -专利权人：北京理工大学;西安现代控制技术研究所
申请日： 2023-06-15 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： G06V20/17 文献下载
摘要：本发明公开的一种基于类间样本平衡约束的航拍图像目标检测方法，属于计算机视觉和图像处理领域。本发明实现方法为：分析类别不均衡数据集，利用训练数据集中目标类别实例的全局数量统计特征作为相似性度量指标，通过Affinity Propagation方法在实例数量特征空间上对目标类别进行自适应聚类；以深度学习目标检测中常用的基于锚框的单阶段RetinaNet网络的变体作为本发明的基础网络模型，建立深度学习目标检测网络，包括输入数据处理模块、特征提取模块、多尺度特征融合模块与检测头模块；利用全局数量统计特征自适应为不同类目标指派正样本数量，提高不同类别正样本数量的整体均衡性，提升深度学习目标检测模型的检测能力，提高航拍图像目标检测精度。
一种基于样本平衡约束航拍图像目标检测方法

[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]一种单叶旋翼式垂直起降固定翼飞行器动力布局结构-CN202310508555.6在审
发明人：范中允;赵军民;刘钧圣;王刚;赵康;王家琪;骆嫱;刘亮亮;吴思捷;张坤;于涛;王鹏飞;苏雷 -专利权人： 西安现代控制技术研究所;西北工业大学
申请日： 2023-05-08 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： B64C27/28 文献下载
摘要：本发明属于垂直起降飞行器总体设计技术领域，具体涉及一种单叶旋翼式垂直起降固定翼飞行器动力布局结构。所述动力布局结构的主体为仅有一片桨叶的旋翼，旋翼转轴的一侧为用于装载及配重的载荷舱，另一侧为定距旋翼桨叶，旋翼桨叶可挥舞；旋翼桨叶上有用于驱动旋翼旋转或产生平飞推力的驱动螺旋桨。其中，单叶旋翼为垂直起降(旋翼模式)及巡航飞行(固定翼模式)时产生升力的主要部件。本发明所提出的单叶旋翼系统可用于垂直起降飞行器作为动力系统，该动力布局可以兼顾巡航平飞效率和垂直起降悬停效率，且可在稳态悬停状态下实现静平衡、动平衡。
一种单叶旋翼式垂直起降固定飞行器动力布局结构

[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

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