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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：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：CN118439185A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410542073.7
申请日：2024-04-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种电弧烧蚀模拟试验件，其包括：承力结构；防热组件，所述防热组件固定于所述承力结构的一侧，所述防热组件开设有通槽，所述通槽沿所述防热组件的延伸方向贯穿所述防热组件的相对两侧；压板，所述压板固定于所述通槽，且所述压板的一侧贴合于所述承力结构。通过设置承力结构与防热组件，以及在防热组件中开设的通槽，并在通槽中固定压板，可以共同模拟全程高超飞行器的舱段对接处的缝隙，将试验件用于动态热电弧风洞的考核试验中，可以有效降低考核成本，解决了相关技术中即使采用全程高超飞行器的局部结构验证飞行器热防护系统局部热防护结构系统的可靠性，其考核成本也较大的问题。
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公开(公告)号：CN118097430A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410366970.7
申请日：2024-03-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 王兴隆 , 胡胜云 , 丁波 , 曾庆伟 , 钟华 , 赵海龙 , 彭威 , 周世平 , 王少恒 , 袁明嵩 , 陈术涛 , 许琦 , 李芬芬 , 林松 , 杨承儒 , 邓晨 , 谢克峰
IPC: G06V20/10 , G06V10/40 , G06V10/75 , G06V10/776
Abstract: 本发明涉及一种基于全域图谱快速可行性分析的方法及系统，包括以下步骤：基于拟分析图片上的拟分析基准点的坐标，以及图谱模型集，获取拟分析基准点所在的DOM数据Ii对应的可行性格网专题图；在可行性格网专题图上找出离拟分析基准点最近的网格的中心点，并基于该中心点的可行性分析结果，获取拟分析基准点的可行性分析结果；其中，图谱模型集包括各DOM数据Ii对应的图谱模型；图谱模型包括DOM数据Ii、对应的适配特征专题图和可行性格网专题图；各DOM数据Ii分别对应于分析区域场景上的不同子区域。本发明的有益效果在于：极大的提高了系统分析的速度。
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公开(公告)号：CN117446155A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311343273.1
申请日：2023-10-13
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 一种降低高速飞行器热防护成本的控制方法及系统，属于航空航天技术领域，包括采集飞行器的迎风面温度数据和飞行特性数据；在迎风面温度数据超出预设阈值时，根据飞行特性数据处理得到旋转角度和旋转操作时间；在旋转操作时间内，将飞行器沿其轴线旋转所述旋转角度。本申请通过在迎风面温度超出阈值时，旋转并调整飞行器的迎风面，通过飞行姿态调整，可以降低飞行器热防护结构的厚度，进而降低飞行器热防护结构的重量，降低高速飞行器热防护成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114167888A
公开(公告)日：2022-03-11
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：CN119915293A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202510022981.8
申请日：2025-01-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C21/20
Abstract: 一种无侧向机动飞行器过航路点射向确定方法、装置及设备，属于飞行器技术领域。其中，方法包括：在无侧向机动飞行器的目标发射条件下，计算目标发射条件中发射点到航路点的大地方位角、航路点距发射点的初始纵向位移和目标点距发射点的航程；基于航程和大地方位角，从预先构建的纵向位移数表中插值出第一纵向位移，从预先构建的偏射向数表中插值出第一偏射向角；综合初始纵向位移、第一纵向位移和第一偏射向角，确定无侧向机动飞行器在目标发射条件下过航路点的目标偏射向角；基于大地方位角和目标偏射向角，确定无侧向机动飞行器在目标发射条件下过航路点的目标射向，不涉及迭代计算，确定目标射向的方式简单、高效。
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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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