牛智奇
- 作品数：52 被引量：17H指数：2
- 供职机构：西安现代控制技术研究所更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：兵器科学与技术自动化与计算机技术航空宇航科学技术文化科学更多>>
- 一种基于参考方案局部搜索多约束弹道优化方法
- 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。...
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- 一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构
- 本发明公开了一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，主要由尾舱、弹尾防热板、柔性密封环、密封环压板、发动机喷管组成。柔性密封环采用纤维增强硅橡胶材料制备，结构形式为带圆环形翻边的U型密封环结构，其一侧通过密封...
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- 一种惯性-雷达组合导航有限帧量测变权重更新方法
- 本发明公开了一种惯性‑雷达组合导航有限帧量测变权重更新方法，首先依据地面测试和飞行试验数据验证，分析确定雷达匹配定位精度的变化规律；其次，依据该变化规律，设计动态量测权重；最后，在滤波器中实现有限帧变权重量测。本发明相较...
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- 基于固定时间稳定与部分状态反馈的角度约束制导律
- 2024年
- 针对终端角度约束制导问题,提出了一种采用部分状态反馈的固定时间收敛角度约束制导律。首先,基于一致精确鲁棒微分器(uniform robust exact differentiator,URED)算法,设计了固定时间状态观测器来估计不可测的系统状态。然后,基于固定时间稳定理论,设计了固定时间收敛的积分滑模面,并设计了固定时间制导律保证滑模面及制导误差的固定时间收敛。相比于传统有限时间制导律,文中所设计的固定时间制导律的收敛时间上界不受初始制导误差影响,因此可以在各类初始条件下都能保证快速收敛性能。同时,所设计的方法只需部分状态进行反馈,可以有效简化制导系统的硬件组成。最后,仿真结果表明,在各类初始制导误差及部分状态反馈条件下,所提出的方法都能取得良好的收敛速度与制导精度。
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- 关键词：部分状态反馈
- 采用耦合迭代优化的制导火箭弹内外弹道联合设计方法
- 本发明公开了一种采用耦合迭代优化的制导火箭弹内外弹道联合设计方法，通过建立固体火箭发动机内弹道性能与制导火箭弹飞行弹道耦合解算方程组，综合考虑发动机内弹道设计约束与飞行外弹道设计约束，选取期望的优化控制变量以及目标函数，...
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- 一种基于峰值选择的高效网格变形方法
- 本发明涉及一种基于峰值选择的高效网格变形方法，解决了大规模流场网格变形效率低的问题。具体步骤如下：步骤一：支撑点初始化；步骤二：求解权重系数；步骤三：建立RBF插值模型；步骤四：物面网格节点位移求解；步骤五：物面网格节点...
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- 一种折叠舵扭矩传递结构
- 本发明公开了一种折叠舵扭矩传递结构，针对折叠舵展开与锁紧机构中的定舵面内扭矩传递结构加工难度大的问题，将定舵面内部的方孔接口从本体拆解出来，单独形成一个限位座结构，限位座与定舵面装配于一体后，再与展开驱动结构连接，实现扭...
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- 一种考虑气动加热效应的飞行器轴向力修正方法
- 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...
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- 一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法
- 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...
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- 一种多源信息融合量测野值检测抑制方法
- 本发明公开了一种多源信息融合量测野值检测抑制方法，首先进行卫星导航系统信息融合量测野值检测抑制；然后进行陆基无线电导航系统信息融合量测野值检测抑制；最后进行SAR雷达匹配定位系统信息融合量测野值检测抑制。本发明可以在不依...
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