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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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公开(公告)号：CN112009669B
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202010810606.7
申请日：2020-08-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C9/32
Abstract: 本申请涉及一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置，涉及航空航天技术领域，该飞行器的尾部对称设置多个空气舵，该方法包括以下步骤：当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令；各空气舵根据对应的最终实物舵偏角指令进行偏转。本申请无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵既可控制其飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118410571A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410403620.3
申请日：2024-04-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/20
Abstract: 一种基于宽落速域的飞行器落速确定方法、装置、设备及介质，属于飞行器技术领域。其中，基于宽落速域的飞行器落速确定方法包括：获取待测飞行器的期望落速区间、期望航程和待测飞行器对应的第一数表，第一数表中存储有待测飞行器在不同航程下所能达到的最宽落速区间；从第一数表中确定期望航程对应的最宽落速区间；判断期望落速区间和期望航程对应的最宽落速区间是否存在交集；在存在交集的情况下，将交集中的落速作为待测飞行器的落速。本申请中的第一数表为待测飞行器提供了一个比较宽的落速域，实现将作业需求与具体设计相结合，可克服现有技术中后期在需要提高或者降低落速时，机动轨迹设计存在反复性，适应较强，工作效率较高。
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公开(公告)号：CN114036727B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202111235427.6
申请日：2021-10-22
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 本申请涉及一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，属于导弹弹道设计技术领域，包括：根据中、末交班时刻弹目距离LJB划分滑翔段和俯冲下压段；根据目标点经纬度和滑翔高度要求，确定滑翔段预测目标点；滑翔段根据拟平衡滑翔攻角αHX和带落角约束的最优比例导引率求取的滑翔段攻角αJBQ，按照滑翔段剩余航程进行加权后形成新的滑翔攻角αHX'；俯冲下压段采用带落角约束的最优比例导引律求取俯冲下压段攻角αJBH；判断终端落速vD是否满足期望终端落速vM，若是，则规划结束，若否，则对滑翔攻角αHX'进行迭代计算，求出满足期望终端落速vM的滑翔段设计攻角αsj，即可生成可行弹道。本申请基于末制导的滑翔弹道快速规划方法简单新颖，弹道生成速度快，非常适合工程应用，且适合在线规划。
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公开(公告)号：CN118194431A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410329131.8
申请日：2024-03-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/18 , G06F119/20
Abstract: 本申请涉及一种飞行器末段轨迹设计方法及装置，涉及飞行控制技术领域，一方面，该设计方法包括以下步骤：根据目标点的经纬度，确定机动段及俯冲段的横向平面侧滑角；根据设计攻角确定机动段的纵向平面拟平衡机动攻角，根据带落角约束的最优比例导引律，确定俯冲段的纵向平面攻角；根据横向平面侧滑角、纵向平面拟平衡机动攻角、纵向平面攻角，确定当前落速；判断当前落速是否满足期望落速，若不满足，则根据当前落速和期望落速修正设计攻角，并对拟平衡机动攻角进行更新，直至满足。另一方面，该装置用于实施该方法。通过将横向平面和纵向平面的导引分别设计，只需对设计攻角进行迭代，解决了迭代变量多、迭代速度慢的问题。
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公开(公告)号：CN117272542A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311277760.2
申请日：2023-09-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供一种作动系统设计方法及系统，属于航天分离抛罩技术领域，包括获取保护罩与飞行器本体在分离时刻的飞行姿态数据、以及保护罩与飞行器本体的轴向安全分离距离和侧向安全分离距离；根据飞行姿态数据、轴向安全分离距离、以及侧向安全分离距离，得到保护罩的轴向分离速度和侧向旋转角加速度；根据轴向安全分离距离和轴向分离速度，得到短行程作动器的第一作动行程；根据侧向安全分离距离和侧向旋转角加速度，得到长行程作动器的第二作动行程。本发明能够通过设计具有不同作动行程的作动器，在不产生环境污染、不增加消极重量、又不影响飞行器实际使用的前提下，实现保护罩分离。
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公开(公告)号：CN115962949A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202211313688.X
申请日：2022-10-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种固体发动机内、外加热试验方法，其包括以下步骤：采用石英灯在发动机壳体试验件的内、外两侧加热，模拟发动机壳体的内部热源条件Qn和外部热源条件Qw；测量在所述石英灯加热下所述发动机壳体试验件的温度形成模拟温度历程曲线T，并根据所述模拟温度历程曲线T为所述发动机壳体的设计提供温度边界条件。通过石英灯加热模拟内、外发动机壳体加热的历程，最终获得飞行过程中气动加热和发动机内热共同作用下的壳体温度历程，为发动机的壳体设计提供温度边界条件，提高了设计质量，减轻了发热重量，飞行器的总体性能提升，射程拓展。
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