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公开(公告)号：CN119396174A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411484851.8
申请日：2024-10-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本申请涉及飞行器轨迹规划技术领域，具体涉及一种撑杆跳飞行方式及其飞行轨迹设计方法。撑杆跳飞行方式，其包括：发射飞行器，并使飞行器飞行经助推后在大气层中达到最大速度；对飞行器进行调整，以使飞行器进入在大气层中滑翔飞行；改变撑杆跳飞行方向以使得飞行器由滑翔状态转变为爬升状态，并使飞行器在惯性和重力作用下先达到最高点再下落至机动飞行高度；利用大气密度和空气动力驱使飞行器以预设落速和大落角从机动飞行高度机动飞行至目标点。本申请将弹道式飞行方式和大气层内机动飞行方式结合起来，既能满足飞行器对较大高度的特殊要求，也可以达到精度高、落角大、落速准的要求，可以较好地解决小射程大高度机动飞行的设计难题。
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公开(公告)号：CN111221350A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201911402958.2
申请日：2019-12-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统，涉及导弹制导技术领域，该方法包括基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。本发明得到的弹道射程较优。
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公开(公告)号：CN113805605B
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202111005225.2
申请日：2021-08-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种飞行轨迹规划方法及系统，涉及飞行器轨迹规划领域，该方法包括：获取飞行初始参数；依照特定时间段的特定角度的约束，设置飞行轨迹中指定时间段的飞行角度；根据初始参数，设定一虚拟引导点，计起始坐标到虚拟引导点为第一导引段，虚拟引导点至目标坐标为第二引导段；保持飞行轨迹中的指定时间段的飞行角度不变的同时，根据预设的引导律以及飞行初始参数，计算第一导引段、第二导引段的飞行轨迹；校验虚拟轨迹，若飞行轨迹不满足预设的校验条件，则重设虚拟引导点直至飞行轨迹满足校验条件。本案能够保证单次规划就能满足精度要求，设计参数少，无需迭代，计算量小。
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公开(公告)号：CN111221350B
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN201911402958.2
申请日：2019-12-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统，涉及导弹制导技术领域，该方法包括基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。本发明得到的弹道射程较优。
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公开(公告)号：CN115130238A
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202210679840.X
申请日：2022-06-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , F42B10/38 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法及系统，涉及制导火箭弹技术领域，该方法包括基于射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；判断当前发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求：若是，则以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；若否，则进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。本发明能够在不改变原有火箭弹发射方式、不大幅增加成本的前提下实现火箭弹射程能力提升。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107416226B
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201710193640.2
申请日：2017-03-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法，发射系统包括水下自主测发控系统、设有前盖的发射筒及设置于发射筒内的弹射器，还包括设置于发射筒内的飞行器，发射筒、弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体采用轴向质偏设计，轴向的浮心较质心更靠近发射筒前盖，将其固定于水下平台，与水下平台分离后，向上的浮力由大于重力、上浮阻力之和逐渐趋于平衡。飞行器固定在发射筒内密封底板的一侧，密封底板的另一侧跟弹射器连接，前盖打开后弹射器产生推力推动飞行器沿发射筒向前盖方向滑动，飞行器滑动出发射筒。本发明的发射系统最大发射深度不小于200米，发射系统中飞行器本身不直接承受水压限制，飞行器设计条件要求低，可移植性强。
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公开(公告)号：CN107145761B
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201710460614.1
申请日：2017-06-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法，该方法包括：设计滑翔飞行攻角αhx的初值范围αhx0＝[αhx0_1,…,αhx0_i,…αhx0_n]；设定滑翔飞行攻角αhx和发动机点火时间tfire的初值分别为αhx0_i和tfire0；使用三自由度弹道模型计算弹道；判断射程是否满足要求，若射程满足要求，则进入下一步；若射程不满足要求，则修正发动机点火时间tfire，再回到步骤S3；射程满足要求，判断i是否等于n；若i＝n，则进入下一步；否则令i＝i+1，返回开始第i条弹道规划。本发明方法仅通过两个设计变量，一个迭代变量就可实现多样式滑翔弹道规划，规划快速简单、射程控制准确，弹道样式多；稍加扩展，就可以实现打击多个固定目标的多样式弹道规划方法。
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公开(公告)号：CN107341295A
公开(公告)日：2017-11-10
申请号：CN201710456078.8
申请日：2017-06-16
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了具体涉及具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法，包括确定下压起始点步骤、下压段攻角设计步骤、弹道计算步骤，首先设计一条基准滑翔弹道，从该弹道上确定出下压点起始时刻所对应的滑翔机动弹头所具有的机械能，定义此机械能为机械基能E0，每条弹道下压起始点的机械能都管控到所述机械基能E0附近，作为下压点起始点，并且采用满足终端角度约束的自适应设计方法来设计下压段攻角，设计出下压段弹道，最后计算弹道，结果均能满足精度要求。该方法简单新颖，弹道生成速度快，非常适合工程应用。
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公开(公告)号：CN114167888B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202111400127.9
申请日：2021-11-19
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供一种滑翔高超声速飞行器末端位置和速度控制方法。该方法包括：计算得到规划升力系数；计算得到飞行器当前规划阻力系数以及当前规划升阻比；根据所述当前规划阻力系数计算得到平衡滑翔规划弹道倾角；根据所述当前规划升阻比计算得到规划速度倾侧角；根据所述平衡滑翔规划弹道倾角和规划速度倾侧角计算得到攻角指令以及速度倾侧角指令；基于所述攻角指令以及速度倾侧角指令控制飞行器飞行，直至飞行器与目标的接近速度大于零。通过本发明，解决了现有技术中飞行器满足滑翔段末端期望高度以及末端期望速度的约束时，计算量大，计算速度慢，导致不能及时对弹道进行规划并调整飞行策略的问题。
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公开(公告)号：CN107341295B
公开(公告)日：2020-09-01
申请号：CN201710456078.8
申请日：2017-06-16
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了具体涉及具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法，包括确定下压起始点步骤、下压段攻角设计步骤、弹道计算步骤，首先设计一条基准滑翔弹道，从该弹道上确定出下压点起始时刻所对应的滑翔机动弹头所具有的机械能，定义此机械能为机械基能E0，每条弹道下压起始点的机械能都管控到所述机械基能E0附近，作为下压点起始点，并且采用满足终端角度约束的自适应设计方法来设计下压段攻角，设计出下压段弹道，最后计算弹道，结果均能满足精度要求。该方法简单新颖，弹道生成速度快，非常适合工程应用。
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