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公开(公告)号：CN113805605A
公开(公告)日：2021-12-17
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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118375530A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202311179896.X
申请日：2023-09-13
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种单台旋转矢量发动机的飞行器，包括飞行器主体，该飞行器主体的末端活动连接有用于推动飞行器主体飞行的推力室；矢量装置，该矢量装置连接于飞行器主体和推力室之间，矢量装置控制推力室轴线与飞行器主体轴线的偏角改变飞行器主体的俯仰角度和偏航角度；动力装置，该动力装置位于飞行器主体内并通过传动轴连接推力室，动力装置驱动推力室旋转改变飞行器主体的滚转角度。本申请通过单台发动机实现了对飞行器主体俯仰、偏航、滚转的控制，拓展了发动机的应用范围，优化了使用方式，简化了现有飞行器的姿态控制逻辑。优化了现有飞行器使用多台发动机进行姿态控制的常用设计方案，有利于降低制造成本，提高系统可靠性。
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公开(公告)号：CN109460075B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201811296538.6
申请日：2018-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明公开了一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。
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公开(公告)号：CN109460075A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811296538.6
申请日：2018-11-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明公开了一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。
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公开(公告)号：CN106930865B
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201710115454.7
申请日：2017-02-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。
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公开(公告)号：CN106930865A
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201710115454.7
申请日：2017-02-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。
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