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公开(公告)号：CN106568355B
公开(公告)日：2018-03-13
申请号：CN201610939916.2
申请日：2016-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 毛靖 , 曾庆伟 , 孙利华 , 毛金娣 , 李书敏 , 邓潺 , 舒孟炯 , 崔跃军 , 桂永丰 , 郭江涛 , 林雪峰 , 涂正光 , 杨欣 , 周铮 , 李广磊 , 孟斌 , 刘利宏 , 陈科文
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明提出一种高超声速飞行器旋转收星方法，具体为：(1)飞行器在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换。本发明通过在中段滚动通道滚转90°飞行、导引方程进行相应优化，将北斗天线转移至背风象限飞行，使飞行器北斗天线处于相对压力阴影区，大幅度改善再入通信环境，可快速实现飞行器收星定位。
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公开(公告)号：CN118067116A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410146682.0
申请日：2024-02-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 一种基于测距信息的多载体协同导航方法、装置及设备，其包括：以设定的采样间隔周期性获取各个从节点的状态转移矩阵和系统噪声矩阵；根据各个从节点的状态转移矩阵，得到各个从节点当前的状态向量；获取发生量测的多个从节点的位置信息和量测信息，并根据量测信息、位置信息、各个从节点的状态矩阵、系统噪声矩阵以及状态向量，得到各个从节点当前的状态向量更新值；反馈状态向量更新值至对应的各个从节点。通过主节点以固定的周期获取各个从节点的状态转移矩阵和系统噪声矩阵进行外推计算。当某两个从节点间发生量测时将量测信息和两个从节点的位置信息发送给主节点进行误差参数计算，并反馈给各从节点进行参数修正以提升所有节点的导航精度。
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公开(公告)号：CN112197987B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202011009161.9
申请日：2020-09-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种含摆喷管运载器的质量辨识方法，属于运载器制导控制技术领域，包括步骤：根据总体输入的气动数据，计算随攻角、高度及速度变化的运载器轴向力系数插值表；根据惯性测量组合敏感信息，经工具误差补偿计算得到运载器轴向视速度增量；利用运载器轴向视速度增量、上一周期运载器质量和积分周期计算得到运载器轴向视合力；根据导航计算的攻角、高度、速度插值得到运载器动压、气动轴向力系数计算出运载器气动轴向力；计算出运载器发动机推力；根据运载器发动机推力公式计算出当前运载器的质量变化率；对质量变化率进行积分得到运载器当前周期质量。本申请引入摆喷管的摆角以及导航计算的攻角能有效降低终端状态偏差，提高制导精度。
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公开(公告)号：CN111157020A
公开(公告)日：2020-05-15
申请号：CN202010014896.4
申请日：2020-01-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于DEM数据修正导航系统导航高程的方法，涉及导航控制技术领域，包括：装订矩形测高区域的DEM数据；建立关联于测高时刻的弹下点的测量坐标系，并基于DEM数据建立关联于测量坐标系的查询坐标系；导弹的雷达导引头输出导弹在测高时刻的测高数据，根据导航系统的导航位置处理得到导弹在测高坐标系下的第一测高坐标值；根据第一测高坐标值处理得到测高地面点在测高坐标系下的第二测高坐标值；根据弹下点的位置数据和测高地面点的第二测高坐标值处理得到测高地面点在查询坐标系下的查询坐标值，根据查询坐标值查询DEM数据得到大地高程，对雷达导引头的导航高程进行修正。本发明的有益效果：能够快速简单的使用DEM数据修正雷达导引头测高。
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公开(公告)号：CN106556287B
公开(公告)日：2018-04-03
申请号：CN201610944823.9
申请日：2016-11-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种积分比例导引非线性修正方法，该方法主要应用于采用角制导的制导律中。通过将非线性影响的偏差等价到对应的制导律角度初始值零位，并在初始角度上进行修正，从而将对应的指令生成中的过载非线性部分消除。该方法弥补了在高空过载响应过低和响应不补充分带来的弹道超调影响，尤其在飞行过程中空域跨度大、指令切换的过程中带来的非线性，可在导弹攻击稳定移动目标时采用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107726921A
公开(公告)日：2018-02-23
申请号：CN201710764566.5
申请日：2017-08-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种适用于目标机动条件下的主动雷达角制导方法，适用于攻击慢速灵活机动式移动目标的制导，在角制导律的基础上，利用雷达导引头的测距以及目标估计能力，估计目标突然机动产生的加速度，引入到角制导律中，生成补充过载指令，弥补目标短时机动导致的弹道交会脱靶量，包括步骤：确定制导初值；弹目视线角解算；过载指令解算；目标加速度估计；确定基于目标加速度估计的角制导律计算公式；设计制导程序。达到增加制导律的弹道预估能力的目的。
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公开(公告)号：CN119272485A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411235758.3
申请日：2024-09-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请涉及一种满足过载期望设计的轨迹快速规划方法，包括以下步骤：基于飞行器的气动参数，建立法向过载攻角基础数表和/或横向过载侧滑角基础数表的计算模型；建立飞行器轨迹规划模型，以期望过载作为设计值，通过所述法向过载攻角基础数表和/或横向过载侧滑角基础数表的计算模型计算对应攻角和/或侧滑角作为设计程序角，以得到满足期望过载设计值的轨迹。本申请提供一种满足过载期望设计的轨迹快速规划方法，将过载作为设计期望，能精细化的设计过载函数，规划的轨迹满足过载精细化要求；基于飞行器的气动参数，建立法向过载攻角基础数表和/或横向过载侧滑角基础数表的计算模型，无需反复迭代，有效提升计算速度。
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公开(公告)号：CN116845579A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310803971.9
申请日：2023-07-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供一种基于双超表面的折叠反射阵列天线，其包括：馈源天线；反射型超表面，其连接于所述馈源天线周侧，包括若干等间距排列的反射型超表面单元；极化栅阵列，其间隔设置于反射型超表面一侧，至少部分所述极化栅阵列形成对应覆盖所述反射型超表面的第一透射区；透射型超表面，其间隔设于所述极化栅阵列远离所述反射型超表面的一侧，至少部分所述透射型超表面形成对应覆盖所述第一透射区的第二透射区，所述透射型超表面至少在所述第二透射区内包括若干等间距排列的透射型超表面单元。上述方案，能够对传统折叠反射阵列天线辐射的电磁波相位进行二次调节，最终实现对折叠反射阵列天线增益带宽的拓展。
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公开(公告)号：CN114167887A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111369962.0
申请日：2021-11-16
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供了一种飞行器落速控制方法、装置、设备及可读存储介质，该方法包括：检测预测落速与标准落速的落速差值是否大于阈值；若所述落速差值大于阈值，计算落点位置控制过载和落角控制过载，根据落点位置控制过载和落角控制过载计算得到落速控制过载，以所述落点位置控制过载、所述落角控制过载和所述落速控制过载合成第一控制过载指令，以所述第一控制过载指令控制飞行器飞行。本发明可以有效控制飞行器在到达目标点时的速度，防止出现飞行器到达目标点的落速过快的情况。
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公开(公告)号：CN106568355A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610939916.2
申请日：2016-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 毛靖 , 曾庆伟 , 孙利华 , 毛金娣 , 李书敏 , 邓潺 , 舒孟炯 , 崔跃军 , 桂永丰 , 郭江涛 , 林雪峰 , 涂正光 , 杨欣 , 周铮 , 李广磊 , 孟斌 , 刘利宏 , 陈科文
IPC: F42B15/01
CPC classification number: F42B15/01
Abstract: 本发明提出一种高超声速飞行器旋转收星方法，具体为：(1)飞行器在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换。本发明通过在中段滚动通道滚转90°飞行、导引方程进行相应优化，将北斗天线转移至背风象限飞行，使飞行器北斗天线处于相对压力阴影区，大幅度改善再入通信环境，可快速实现飞行器收星定位。
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