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公开(公告)号：CN117933124A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410020965.0
申请日：2024-01-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 明承东 , 涂正光 , 刘利宏 , 曾长 , 李广磊 , 袁蒙 , 孙鹏飞 , 廖家震 , 李安德 , 单华伟 , 宋毫 , 陈科文 , 钱勤建 , 张凯 , 毛靖 , 石磊 , 蔡淏屹 , 胡慕秋 , 李雪梅 , 解正耀 , 肖爽
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及一种基于打舵增阻的超声速飞行器头体分离方法及系统，涉及气动布局设计技术领域，包括根据超声速飞行器的弹道飞行参数，获得分离参数；获得符合设计要求的一组增阻舵偏状态作为基准增阻舵偏状态；将控制舵偏状态和所述基准增阻舵偏状态叠加获得实际耦合舵偏状态，在CFD仿真模型中输入分离参数和实际耦合舵偏状态，获得实际耦合舵偏状态下分离体的轴向分离力和头体的轴向分离力，计算头体的加速度和分离体的加速度；计算分离体加速度和头体加速度的比值，若大于预设的阈值，根据该组基准增阻舵偏状态实现飞行器头体分离。本申请通过在控制舵偏状态的基础上叠加基准增阻舵偏状态的方式，使得飞行器头体与分离体安全分离。
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公开(公告)号：CN110456810A
公开(公告)日：2019-11-15
申请号：CN201910702368.5
申请日：2019-07-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法，涉及高超声速飞行器技术领域。滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，高超声速飞行器头体分离系统的设计方法包括：根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻，特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1，t0＜t01＜t1；根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离，确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L。本发明有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计。
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公开(公告)号：CN119734848A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202510085576.0
申请日：2025-01-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器强度校核参数获取方法、系统及设备，其中高超声速飞行器强度校核参数获取方法包括获取测试时间中飞行器目标结构每一时刻所受气动载荷，并形成关于时间和气动载荷的第一数据，同时记录每一时刻飞行器对应的飞行参数；基于测试时间中飞行器目标结构每一时刻对应的温度值，以及极限强度与温度值的关系，形成关于时间和极限强度的第二数据；根据第一数据和第二数据，计算出每一时刻气动载荷和极限强度的比值；将所有比值中最大的比值所对应时刻的飞行参数、温度值和极限强度作为飞行器结构强度校核参数。解决了传统飞行器结构强度校核时，仅参考所受气动力最大的状态，忽视了温度对结构承载性能的影响的问题。
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公开(公告)号：CN117068362A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310932976.1
申请日：2023-07-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器，涉及气动外形设计技术领域，该增升翼面设计方法包括以下步骤：S1：在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦。S2：在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦。S3：在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度。解决了现有技术中采用三角形翼面或梯形翼面，存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题。
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公开(公告)号：CN116429115A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310440192.7
申请日：2023-04-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C21/20
Abstract: 本发明公开了一种飞行器在线航路规划方法、装置、设备及存储介质，所述方法通过获取飞行器的飞行数据，根据飞行数据构建飞行器的在线航路规划对应的马尔科夫模型；构建飞行器的深度确定性策略梯度算法DDPG神经网络，根据DDPG神经网络构建飞行器的课程学习CL模型；接收到课程学习任务时，根据马尔科夫模型、课程学习CL模型在课程学习任务中对飞行器的在线航路规划模型进行训练，获得训练好的最终航路规划，能够提升网络对未知环境和策略的探索能力，提升了模型训练速率，实现了对目标区域的规避，有效完成在线航路规划任务，能够满足真实任务场景需求，具有很好的通用性能，提高了飞行器在线航路规划速度和效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111504591B
公开(公告)日：2022-05-20
申请号：CN202010318141.3
申请日：2020-04-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及导弹热防护技术领域，具体公开了一种导弹热防护结构热试验方法及系统。该试验系统包括：固定设置的辐射加热器，所述辐射加热器罩设在导弹热防护结构的背风面上，用于对所述背风面加热；还包括电弧风洞装置，其设于导弹热防护结构的迎风面侧，所述电弧风洞装置的喷口与所述导弹热防护结构的迎风面平齐并对所述迎风面进行动态烧蚀。能够解决现有技术中的试验设备不能对导弹热防护结构进行大段试验的问题。
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公开(公告)号：CN110456810B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201910702368.5
申请日：2019-07-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法，涉及高超声速飞行器技术领域。滑翔飞行器和助推器在头体分离过程中通过分离导向装置进行导向，高超声速飞行器头体分离系统的设计方法包括：根据高超声速飞行器的飞行参数和分离导向装置的接触作用，确定助推器残余推力设定值F助0和头体分离段的特定时刻，特定时刻包括头体分离起始时刻t0、脱离接触时刻t01和起控时刻t1，t0＜t01＜t1；根据滑翔飞行器与助推器在头体分离段的受力和相对分离距离，确定助推器中分离火箭的推力以及分离导向装置的导向长度L。本发明有助于快速完成高超声速飞行器分离系统方案的论证和设计。
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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：CN118838370A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410812294.1
申请日：2024-06-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 毛金娣 , 祁释冰 , 曾长 , 陈子浩 , 杨志鹏 , 何颖 , 孟斌 , 刘利宏 , 毛靖 , 李亨 , 牛汉青 , 张凯 , 张广 , 贾湘婷 , 熊俊 , 赵海龙 , 许琦 , 张露 , 龙成
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明涉及飞行器轨迹规划技术领域，具体涉及一种飞行器残骸落区自适应的轨迹设计方法及装置，该方法包括以下步骤：基于飞行器飞行模型，并根据发射点坐标、原目标点坐标以及射向，获得原目标一级分离点参数和二级分离点参数；根据发射点坐标、射向、新目标点坐标，获取新目标一级分离点参数和二级分离点参数；基于分离体残骸落区六自由度计算模型，计算得到一级残骸落区和二级残骸落区，并确定新目标飞行轨迹分离点的偏离约束条件；若新目标飞行轨迹分离点的参数不满足偏离约束条件，则调整飞行器的飞行参数，直至满足约束条件。能够解决现有技术中目标位置发生改变后，为确保实验安全性，需人工校核安全管道，导致需投入较大人力物力的问题。
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公开(公告)号：CN118734437A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410738493.2
申请日：2024-06-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及飞行器振动评估领域，具体涉及一种大型复杂舱段结构振动环境适应性的评估方法及装置。其包括：获取待测舱段小量级振动试验数据和仿真试验数据。基于仿真模型和试验数据进行修正，并计算仿真试验和振动试验的偏差系数；同时获取修正后的动力学模型下大量级仿真试验数据，依据偏差系数对大量级模拟仿真数据进行拉偏以获得大量级振动数据；依据大量级振动试验数据对待测舱段的振动环境适应性进行评估。通过对待测舱段进行小量级的舱段振动试验和仿真分析，计算两者数据之间的偏差系数，根据偏差系数对大量级的仿真试验结果拉偏得到了大量级振动数据，解决了大量级舱段结构振动试验中所需试验设备研制建造困难，人力物力耗费过大的问题。
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