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农业化学；冶金建筑机械工程区域搜索

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B 作业；运输

C 化学；冶金

D 纺织；造纸

E 固定建筑物

F 机械工程、照明、加热

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2023-10-24 公布专利

2023-10-20 公布专利

2023-10-17 公布专利

2023-10-13 公布专利

2023-10-10 公布专利

2023-10-03 公布专利

2023-09-29 公布专利

2023-09-26 公布专利

2023-09-22 公布专利

2023-09-19 公布专利

专利权人

国家电网公司

华为技术有限公司

中兴通讯股份有限公司

三星电子株式会社

中国石油化工股份有限公司

鸿海精密工业股份有限公司

松下电器产业株式会社

上海交通大学

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[发明专利]带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法-CN202011407568.7有效
发明人：贾庆忠;刘俊辉;单家元;刘永善;丁艳 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2020-12-04 - 公布日： 2021-09-24 - 主分类号： G05B13/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，属于制导飞行器技术领域。本发明的目的是提出一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，该方法根据惯导测量的弹体位置、速度、姿态信息等，处理得到中制导和末制导所需的制导信息；以及中制导和末制导交接策略，以及中制导和末制导过载指令；以保证飞行器在中制导段飞行更远，在末制导段形成大落角，同时能够精确打击目标。
带大落角约束制导交接信息处理方法

[发明专利]一种含有制导仪的卫星制导系统及制导方法-CN202210287998.2在审
发明人：蒋军;于剑桥;吴小胜 -专利权人：北京恒星箭翔科技有限公司
申请日： 2022-03-22 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种含有制导仪的卫星制导系统及制导方法，系统包括制导仪和弹上卫星制导组件；制导仪获取目标相对制导仪的位置并将该信息发送给弹上卫星制导组件，并与弹上卫星制导组件进行差分定位；弹上卫星制导组件根据制导仪发送的星历信息和制导仪自身位置信息进行差分定位，解算导弹自身相对制导仪的位置，再根据制导仪发送的目标相对制导仪的位置信息解算导弹相对目标的位置和速度，并根据导弹相对目标的运动信息生成控制指令，控制导弹飞向目标。
一种含有制导卫星系统方法

[发明专利]应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法及制导系统-CN202010496097.5在审
发明人：林德福;王雨辰;耿宝魁;王伟斌;南宇翔;王鲁强;王伟 -专利权人：北京理工大学;中国北方工业有限公司;西北工业集团有限公司
申请日： 2020-06-03 - 公布日： 2021-12-07 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法及制导系统，该方法中，飞行器中制导段采用比例导引制导律，飞行器末制导段采用重补比例导引制导律，末制导段通过设置合理的重力补偿系数来实现落角约束，在中制导段和末制导段交接的交接段内采用交接的制导律解算方法，从而避免制导指令及飞行轨迹突变，使得飞行器整体飞行过程平稳。
应用于激光卫星复合飞行器制导方法系统

[发明专利]一种复合制导飞行器指令融合算法-CN201911122250.1有效
发明人：周睿;林德福;杨哲;师兴伟;南宇翔;王伟;王江;王辉 -专利权人：中国北方工业有限公司;北京理工大学
申请日： 2019-11-15 - 公布日： 2022-12-23 - 主分类号： G05D1/12 文献下载
摘要：本发明公开了一种图像卫星复合制导飞行器的复合制导飞行器指令融合算法，该算法中考虑了卫星制导系统与图像制导系统工作周期不同的特性，在每个图像制导指令周期内比较卫星制导指令和图像制导指令，进而根据比较结果选择适宜指令融合方案，从而合理地对图像制导指令和卫星制导指令做融合处理，为飞行器提供更佳的输出制导指令。
一种复合制导飞行器指令融合算法

[实用新型]吸尘器的按钮控制导杆结构-CN201220726643.0有效
发明人：倪祖根 -专利权人：莱克电气股份有限公司
申请日： 2012-12-26 - 公布日： 2013-08-07 - 主分类号： A47L9/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种吸尘器的按钮控制导杆结构，包括与第一按钮对应的第一控制导杆及与第二按钮对应的第二控制导杆，所述第一控制导杆、第二控制导杆分别与吸尘器机体的第一固定件及第二固定件之间设有弹簧，所述第一控制导杆、第二控制导杆上分别设有第一凸设块和第二凸设块，所述第二控制导杆套设在第一控制导杆外且第二控制导杆与第一控制导杆滑动配合，所述第一控制导杆的下端伸出第二控制导杆，上述第一凸设块设置于第一控制导杆的伸出部，且第一凸设块与第二控制导杆的下端面之间具有一段供第二控制导杆移动的第二活动间隙；本实用新型中第二控制导杆套设在第一控制导杆外且第二控制导杆与第一控制导杆滑动配合，这样导杆的强度会得到保证，而且结构空间占用很小
吸尘器按钮控制结构

[发明专利]一种多导弹协同制导律设计方法-CN202010825332.9有效
发明人：赵启伦;李文;王晓东;宋勋 -专利权人：北京电子工程总体研究所
申请日： 2020-08-17 - 公布日： 2022-08-09 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种多导弹协同制导律设计方法，将各导弹的飞行过程划分为初制导段、中制导段以及末制导段，该方法主要包括，通过判断当前时刻导弹所处在初制导段、中制导段以及末制导段中的哪一个阶段，相应的计算出当前时刻导弹的加速度指令控制各导弹以期望落角同时命中目标，该方法设计了初制导段、中制导段以及末制导段的制导律，为攻击时间约束、落角约束下的多导弹复合协同制导问题提供了一种可能的解决方案。
一种导弹协同制导设计方法

[实用新型]一种抗高过载的制导组件连接结构-CN201921427916.X有效
发明人：王瑞华;乐超超;王利勇;张媛瑜;李鹤;赵志江 -专利权人：晋西工业集团有限责任公司
申请日： 2019-08-29 - 公布日： 2020-05-08 - 主分类号： F41G11/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种抗高过载的制导组件连接结构，包括制导舱壳体、制导组件、连接螺钉和压环；所述制导组件置于所述制导舱壳体内腔环形定位台的前侧，所述压环置于所述制导组件的前侧；所述连接螺钉同时穿过所述压环和所述制导组件的外环、并螺纹旋入所述制导舱壳体内壁的环形定位台内，使所述制导组件的外环在压环和所述制导舱壳体内壁的环形定位台之间轴向限位；并且在所述制导组件外环的两侧分别设置有弹性体。本实用新型的制导组件连接结构，加工简单，安装方便，利用弹性体的弹力作用，可减小发动机过载对制导组件的冲击影响，保证制导组件的正常工作。
一种过载制导组件连接结构

[实用新型]一种直线导轨结构-CN201920184187.3有效
发明人：朱李楹 -专利权人：宁波莱盟机器人有限公司
申请日： 2019-01-25 - 公布日： 2019-11-01 - 主分类号： F16H25/24 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种直线导轨结构，涉及导轨领域，包括钢制导轨座，钢制导轨座为U型结构，钢制导轨座内侧左右对称设有凹槽，凹槽内设有钢制导轨，钢制导轨为矩形结构，钢制导轨朝向钢制导轨座的侧面设有导向沟槽，钢制导轨的其他侧面均与凹槽内壁紧贴，导轨座和钢制导轨为一体结构。本实用新型设计新颖，结构合理，一体成型的钢制导轨座和钢制导轨构成的导轨结构，行走精度高，也提高了钢制导轨座的刚性，且钢制导轨自身强度由于铝型材，提升了本实用新型整体强度，同时解决了原本装配式结构加工装配复杂的问题
钢制导轨本实用新型直线导轨结构一体成型的装配式结构凹槽内壁导轨结构导向沟槽加工装配矩形结构一体结构左右对称导轨座铝型材侧面导轨紧贴

[发明专利]一种航空计算机雷达制导系统-CN202010425157.4在审
发明人：李超;陈桢 -专利权人：李超
申请日： 2020-05-19 - 公布日： 2020-09-29 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种航空计算机雷达制导系统，属于雷达制导技术领域，一种航空计算机雷达制导系统，包括飞行器本体、设置与飞行器本体内的航天计算机和远程指挥中心，飞行器本体上设有雷达制导单元，雷达制导单元包括雷达检测模块和电磁波传输分析模块，雷达检测模块用于发射电磁波，并传输回波至航天计算机，航天计算机根据回波的电磁波信息获取目标位置，还包括有安装在飞行器本体上的激光制导单元。可以实现利用雷达制导和激光制导配合进行制导，雷达制导的稳定性高，受大气和环境影响低，激光制导的抗干扰能力较强，受地物杂波影响较小，可作为辅助制导系统，雷达制导和激光制导配合保证整个制导系统的稳定工作。
一种航空计算机雷达制导系统

[发明专利]一种开合式炉门自动锁紧机构及其工作方法-CN202010618386.8在审
发明人：陈裘鑫;杨晨;章晨伟;李晓凤;钟鸣;卢娇;杨晓卿;朱建明;张家新;唐来光 -专利权人：中国联合工程有限公司
申请日： 2020-07-01 - 公布日： 2020-09-29 - 主分类号： F27D1/18 文献下载
摘要：拉杆前端设置有钩头；开合控制导向轴和行程控制导向轴安装在拉杆上；导向座上设置有开合控制导向槽和行程控制导向槽；开合控制导向槽为L形，平行段、圆弧过渡段、垂直段依次连接；开合控制导向轴滑动安装在开合控制导向槽中，开合控制导向轴能沿着开合控制导向槽滑动，当开合控制导向轴滑动到平行段时，拉杆处于水平状态，当开合控制导向轴滑动到垂直段时，拉杆处于垂直状态；行程控制导向轴滑动安装在行程控制导向槽中，行程控制导向轴能沿着行程控制导向槽滑动；电动推杆与行程控制导向轴连接。
一种合式炉门自动机构及其工作方法

[实用新型]开合式炉门自动锁紧机构-CN202021253941.3有效
发明人：陈裘鑫;杨晨;章晨伟;李晓凤;钟鸣;卢娇;杨晓卿;朱建明;张家新;唐来光 -专利权人：中国联合工程有限公司
申请日： 2020-07-01 - 公布日： 2021-03-23 - 主分类号： F27D1/18 文献下载
摘要：拉杆前端设置有钩头；开合控制导向轴和行程控制导向轴安装在拉杆上；导向座上设置有开合控制导向槽和行程控制导向槽；开合控制导向槽为L形，平行段、圆弧过渡段、垂直段依次连接；开合控制导向轴滑动安装在开合控制导向槽中，开合控制导向轴能沿着开合控制导向槽滑动，当开合控制导向轴滑动到平行段时，拉杆处于水平状态，当开合控制导向轴滑动到垂直段时，拉杆处于垂直状态；行程控制导向轴滑动安装在行程控制导向槽中，行程控制导向轴能沿着行程控制导向槽滑动；电动推杆与行程控制导向轴连接。
合式炉门自动机构

[发明专利]一种末端机动小过载制导指令的奇异处理方法-CN201610319674.7有效
发明人：黄万伟;马卫华;杨业;祁振强;包为民;梁禄扬;吴浩;郭涛;徐国强;唐海红 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2016-05-13 - 公布日： 2017-04-19 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种末端机动小过载制导指令的奇异处理方法，该方法包括根据预设的末端机动段制导律和方案，计算得到纵向制导力Fycx和横向制导力Fzcx；对制导力进行奇异处理如果Fycx<Kc·m·g0，则Fyn＝sign(Kc·m·g0)·|Kc·m·g0|，否则，Fyn＝Fycx；根据奇异处理后的制导力计算制导所需的倾侧角；根据纵向制导力Fycx和横向制导力Fzcx计算制导需用的法向力。通过使用本发明所提供的方法，可以解决高升阻比飞行器在末端机动飞行段由于小过载制导指令导致的奇异问题，降低不必要的大幅弹体滚转，提高制导精度。
一种末端机动过载制导指令奇异处理方法

[发明专利]一种多导弹协同制导律设计方法-CN202010824763.3有效
发明人：赵启伦;李文;王晓东;宋勋 -专利权人：北京电子工程总体研究所
申请日： 2020-08-17 - 公布日： 2022-08-09 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明公开了一种多导弹协同制导律设计方法，将各导弹的飞行过程划分为初制导段、中制导段以及末制导段，该方法主要包括，通过判断当前时刻导弹所处在初制导段、中制导段以及末制导段中的哪一个阶段，相应的计算出当前时刻导弹的加速度指令控制各导弹以期望的铅垂面、横侧向平面落角同时命中目标，该方法设计了初制导段、中制导段以及末制导段的制导律，为攻击时间约束、铅垂面与横侧向平面落角约束下的多飞行器多约束复合协同制导问题提供了一种可能的解决方案。
一种导弹协同制导设计方法

[发明专利]一种三维空间内终端速度可控的末制导方法-CN202110987998.9有效
发明人：梁子璇;冉宇寰;崔平远;朱圣英;徐瑞 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2021-08-26 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开的一种三维空间内终端速度可控的末制导方法，属于飞行器制导与控制领域。本发明实现方法为：分别在纵向、侧向两个平面内设计终端速度可控的制导律，所述终端速度可控的制导律包括纵向制导律和侧向制导律；纵向制导律采取“比例导引+偏置比例导引”的两段式制导，通过控制两段的切换时间及偏置项系数实现对终端速度的控制；侧向制导律采取“侧向绕飞+比例导引”的两段式制导，通过控制侧向绕飞的时间实现对终端速度的控制；按照所述终端速度可控的制导律，输出攻角、侧滑角制导指令，进而实现多约束条件下无动力飞行器在三维空间内终端速度可控的末制导本发明还具有制导效率高、鲁棒性强的优点。
一种三维空间终端速度可控制导方法

[发明专利]一种自转旋翼机制导导弹攻击系统-CN202010839697.7在审
发明人：熊维族 -专利权人：航天科工通信技术研究院有限责任公司
申请日： 2020-08-19 - 公布日： 2020-11-20 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种自转旋翼机制导导弹攻击系统，包括自转旋翼机、火控计算机、武器挂架、制导导弹、数据链、侦察吊舱、航姿仪和配电盒。本发明的自转旋翼机制导导弹攻击系统利用自转旋翼机平台，通过挂装火控计算机、武器挂架、制导导弹、数据链、侦察吊舱、航姿仪和配电盒，实现对地面静止目标、地面移动目标、低空运动目标的确定、瞄准和攻击效能。本发明的自转旋翼机制导导弹攻击系统适应挂载自主制导、寻的制导、遥控制导和复合制导等制导导弹。本发明的自转旋翼机制导导弹攻击系统能实现飞行员发射、远程指控中心发射和程序发射，完成对制导导弹的发射攻击任务。本发明的自转旋翼机制导导弹攻击系统具有低成本、远距离、高精度和灵活发射的特点。
一种自转旋翼机制导导弹攻击系统

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