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公开(公告)号：CN112009669A
公开(公告)日：2020-12-01
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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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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公开(公告)号：CN107145761A
公开(公告)日：2017-09-08
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: G06F19/00
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：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：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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN107121015A
公开(公告)日：2017-09-01
申请号：CN201710461448.7
申请日：2017-06-16
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/22
CPC classification number: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种快速弹上弹道在线规划方法，对于再入式机动弹头，机动段采用射面内的长距离滑翔式弹道，包括如下步骤：确定机动段弹道的攻角、侧滑角变化模式；确定机动段弹道的对机动距离、落速均有重大影响的调节参数；调节参数插值数表制备；使用上一步骤制备的调节参数插值数表在线规划机动弹道。本发明的方法使弹上计算机性能较低的导弹也能具备弹上在线规划的能力。预先制备调节参数插值数表，通过对调节参数插值数表进行插值得到弹道在线规划调节参数，再进行弹道在线规划，计算量小，无需迭代计算，仅通过单次计算就能生成满足落速、落角要求以及落点精度要求的机动弹道。该方法适用于无侧向机动、能够长距离滑行的再入式机动弹头。
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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：CN107121015B
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201710461448.7
申请日：2017-06-16
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种快速弹上弹道在线规划方法，对于再入式机动弹头，机动段采用射面内的长距离滑翔式弹道，包括如下步骤：确定机动段弹道的攻角、侧滑角变化模式；确定机动段弹道的对机动距离、落速均有重大影响的调节参数；调节参数插值数表制备；使用上一步骤制备的调节参数插值数表在线规划机动弹道。本发明的方法使弹上计算机性能较低的导弹也能具备弹上在线规划的能力。预先制备调节参数插值数表，通过对调节参数插值数表进行插值得到弹道在线规划调节参数，再进行弹道在线规划，计算量小，无需迭代计算，仅通过单次计算就能生成满足落速、落角要求以及落点精度要求的机动弹道。该方法适用于无侧向机动、能够长距离滑行的再入式机动弹头。
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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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