| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 121 | 基于惯组测量信息的滑翔飞行器在线气动辨识及修正方法 | CN202210026031.9 | 2022-01-11 | CN114491802A | 2022-05-13 | 张皓; 许志; 张迁 |
| 本发明公开了一种基于惯组测量信息的滑翔飞行器在线气动辨识及修正方法，将惯性器件给出的实时弹体加速度测量信息及基准气动参数表给出的参考加速度，依据力学关系列写得到辨识方程；再通过伪逆或递推最小二乘的方式得出基于基准气动参数表格的修正系数；最后，为将全程随时间变化的气动系数辨识时间序列结果简化为单一的气动修正系数表格，运用力学等效方法实现气动修正表格的构建。本发明有助于将基准气动表与滑翔飞行器的实时飞行环境作比对，定量对所建立气动模型准确程度加以评估。 | ||||||
| 122 | 一种基于解析模型的飞行器再入滑翔轨迹规划方法 | CN202110301989.X | 2021-03-22 | CN113093790B | 2022-04-01 | 张冉; 张源; 李惠峰 |
| 本发明提供一种基于解析模型的飞行器再入滑翔轨迹规划方法，其具体步骤如下：步骤一、问题建模；步骤二、纵向飞行剖面设计；步骤三、横向规划方法；步骤四、剖面制导能力评估；通过以上步骤，可以实现飞行器再入滑翔禁飞区规避轨迹规划与制导，该方法可在线应用，达到了较好的稳定性和普适性；本发明所述方法科学，工艺性好，具有广阔推广应用价值。 | ||||||
| 123 | 高超声速滑翔飞行器线性伪谱再入制导方法和系统 | CN202111156806.6 | 2021-09-30 | CN113835442A | 2021-12-24 | 杨良; 陈万春; 王冲冲 |
| 本发明提供了一种高超声速滑翔飞行器线性伪谱再入制导方法和系统，包括：将目标飞行器的纵向平面运动与横向平面运动解耦，并建立目标飞行器的纵向平面动力学模型；基于微分平坦系统的状态量所满足的状态方程，建立同时满足最优控制算法下的最优解和微分平坦系统的终端约束的目标线性状态方程组；基于伪谱离散法求解目标线性状态方程组，得到目标飞行器的纵向平面运动的控制量；基于航向角误差走廊确定目标飞行器在横向运动平面上的航向角误差控制量，并基于所述航向角误差控制量构造倾侧角翻转逻辑；基于纵向平面运动的控制量和倾侧角翻转逻辑，对目标飞行器进行制导。本发明缓解了现有技术中存在的适应性差和效率低的技术问题。 | ||||||
| 124 | 一种在有限曲面滑翔起飞的飞行器上乘员加速度估计方法 | CN202010219830.9 | 2020-03-25 | CN111392062B | 2021-09-14 | 朱伟; 李科华; 姚永杰; 沈俊; 戴圣龙; 李川涛 |
| 本发明公开了一种在有限曲面滑翔起飞的飞行器上乘员加速度估计方法，属于航空医疗与冲击生物力学领域。其将飞行器水平与曲面加速起飞过程分解为水平与垂直两个方向进行。在水平方向通过由阻力系数初步设计，再由受力分析得到加速度的估算，并积分解算得到水平与曲面起飞的解算速度，再由飞行器起飞实验的实际测量速度与解算速度进行比较得到速度误差，再由速度误差反馈调节阻力系数估计的方法，使得水平方向的加速度解算越来越精确。而在垂直方向则通过位置反向微分解算求解速度与加速度，从而避免了升力系数的估算与升力估算，使得解算变得简便，也提高了解算精度。该方法的优点在于可以通过数字解算减少真实实验次数，节省实验经费。 | ||||||
| 125 | 一种基于解析模型的飞行器再入滑翔轨迹规划方法 | CN202110301989.X | 2021-03-22 | CN113093790A | 2021-07-09 | 张冉; 张源; 李惠峰 |
| 本发明提供一种基于解析模型的飞行器再入滑翔轨迹规划方法，其具体步骤如下：步骤一、问题建模；步骤二、纵向飞行剖面设计；步骤三、横向规划方法；步骤四、剖面制导能力评估；通过以上步骤，可以实现飞行器再入滑翔禁飞区规避轨迹规划与制导，该方法可在线应用，达到了较好的稳定性和普适性；本发明所述方法科学，工艺性好，具有广阔推广应用价值。 | ||||||
| 126 | 一种充气喷射起飞滑翔回收的火星飞行器及其使用方法 | CN201910475142.6 | 2019-06-03 | CN110155371B | 2021-06-01 | 蒋崇文; 李志豪; 许晨豪; 高振勋; 李椿萱 |
| 本发明公开了一种充气喷射起飞滑翔回收的火星飞行器及其使用方法，以压缩气体为动力，可以使飞行器省去复杂的转动机构，实现结构重量轻的特点，解决升力受火星稀薄大气的限制难以满足滞空要求的问题；并且，压缩气体具有较高的能量密度和推进功率，不仅可以为飞行器在大气稀薄的火星环境中提供足够大的推力，克服火星大气环境下传统螺旋桨推力不足的问题，还可以驱动飞行器获得较高的飞行高度进行滑翔飞行，延长飞行器的留空巡航时间；此外，压缩气体取自于火星大气，无需提前携带，可以实现重复的充气喷气循环过程，相比于现有的一次性滑翔落地的飞行器，可以增加飞行器的任务次数，延长飞行器的使用寿命，探测更广的陆地范围。 | ||||||
| 127 | 基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法 | CN202011407029.3 | 2020-12-04 | CN112459906A | 2021-03-09 | 刘俊辉; 单家元; 孟秀云; 王佳楠; 贾庆忠 |
| 本发明涉及一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法，属于无人机、巡航导弹飞行控制技术领域。本发明的目的是为了解决采用低成本涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器巡航速度控制问题，提供一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法。该方法针对使用无法进行转速指令频繁改变的涡喷发动机应用于飞行器定速巡航的需求，利用组合导航测量的飞行器加速度和速度信息，提出一种基于飞行器等效加速度和伪马赫数反馈的涡喷发动机转速指令调节方案，以实现动力增程滑翔飞行器定速巡航。 | ||||||
| 128 | 一种高超声速飞行器跳跃滑翔弹道解析求解方法 | CN201910339737.9 | 2019-04-25 | CN110147521B | 2021-02-02 | 陈万春; 赵鹏雷; 余文斌 |
| 本发明公开了一种高超声速飞行器跳跃滑翔弹道解析求解方法，将GER坐标系下高超声速飞行器跳跃滑翔弹道解析求解转换为AGI坐标系下高超声速飞行器跳跃滑翔弹道解析的求解，之后再将AGI坐标系下的解析解解算到GER坐标系中，获得了较高精度的高超声速飞行器跳跃滑翔弹道的纵程、横程、速度、高度以及弹道倾角的解析解，为快速弹道规划、弹道预报提供支持。 | ||||||
| 129 | 高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统 | CN202011522906.1 | 2020-12-22 | CN112256064A | 2021-01-22 | 宋佳; 孙明明; 赵凯 |
| 本发明提供了一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统，应用于处于滑翔段的高超声速飞行器，包括：建立高超声速飞行器所在的目标坐标系；目标坐标系包括：速度坐标系，航迹坐标系和机体坐标系；基于目标坐标系，建立高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型；基于运动学模型和动力学模型，构建高超声速飞行器所在滑翔段的人工势场和再入走廊；人工势场包括：引力势场和斥力势场；基于人工势场计算得到高超声速飞行器所受虚拟力，并基于虚拟力和再入走廊确定高超声速飞行器的滑翔轨迹。本发明缓解了现有技术中存在的轨迹规划方法复杂度高、对实时计算能力的要求高的技术问题。 | ||||||
| 130 | 一种在有限曲面滑翔起飞的飞行器上乘员加速度估计方法 | CN202010219830.9 | 2020-03-25 | CN111392062A | 2020-07-10 | 朱伟; 李科华; 姚永杰; 沈俊; 戴圣龙; 李川涛 |
| 本发明公开了一种在有限曲面滑翔起飞的飞行器上乘员加速度估计方法，属于航空医疗与冲击生物力学领域。其将飞行器水平与曲面加速起飞过程分解为水平与垂直两个方向进行。在水平方向通过由阻力系数初步设计，再由受力分析得到加速度的估算，并积分解算得到水平与曲面起飞的解算速度，再由飞行器起飞实验的实际测量速度与解算速度进行比较得到速度误差，再由速度误差反馈调节阻力系数估计的方法，使得水平方向的加速度解算越来越精确。而在垂直方向则通过位置反向微分解算求解速度与加速度，从而避免了升力系数的估算与升力估算，使得解算变得简便，也提高了解算精度。该方法的优点在于可以通过数字解算减少真实实验次数，节省实验经费。 | ||||||
| 131 | 一种高速滑翔飞行器的运动行为识别与航迹估计方法 | CN201810970985.9 | 2018-08-22 | CN109145451A | 2019-01-04 | 郑天宇; 贺风华; 姚郁; 张欣然; 杨宝庆 |
| 高速滑翔飞行器的运动行为识别与航迹估计方法，属于基于知识和模式的信息推算领域。本发明解决了现有航迹估计方法无法应对高速滑翔飞行器复杂运动模态的问题。本发明的技术要点为：建立飞行器的动力学模型，进一步建立准平衡滑翔、跳跃滑翔两种飞行模式的运动行为模型，并构造飞行器运动行为模型集；构建飞行器运动行为识别算法，识别飞行器的运动行为；根据运动行为识别的结果，使用合理的策略在模型集中选择用于航迹估计的模型；构建融合滤波算法，估计飞行器的航迹。本方法适用于基于知识和模式的信息推算领域。 | ||||||
| 132 | 一种高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制方法 | CN201810264932.5 | 2018-03-28 | CN108398959A | 2018-08-14 | 季登高; 谢佳; 武斌; 肖振; 陈敏; 张箭飞; 王顺; 陈芳; 巩英辉; 陈志刚; 余颖 |
| 一种高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制方法，首先建立解析式阻力系数，包括阻力系数随攻角的变化规律、飞行器快速下压制导控制需用攻角，然后建立速度与航程的一阶模型，设计速度控制参数、轨迹控制参数，最后进行过载正交分配，完成高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制。本发明通过轨迹控制与速度控制的匹配设计，利用锥形机动的特点，正交分配轨迹控制需用过载和速度控制需用过载，保证目标点速度大小、速度方向和位置精度均满足要求，具有很好的使用价值。 | ||||||
| 133 | 具有合成惯性滑翔道偏差的飞行控制系统及使用方法 | CN201711051379.9 | 2017-10-31 | CN108021137A | 2018-05-11 | R·E·麦克利; R·E·弗里曼; P·盼亚克沃 |
| 本申请涉及具有合成惯性滑翔道偏差的飞行控制系统及使用方法。提供一种用于在飞行器(102)着陆期间计算滑翔道偏差(424、426)的飞行控制模块(402)。飞行控制模块(402)包括通信接口(415)和处理器(434)。通信接口(415)被配置为接收用于飞行器(102)的惯性数据。处理器(434)耦连到通信接口(415)并且被配置为基于惯性数据计算惯性滑翔道偏差(436)。 | ||||||
| 134 | 基于几何规划的滑翔飞行器末端能量管理轨迹规划方法 | CN201510018082.7 | 2015-01-14 | CN104714553B | 2017-03-29 | 周军; 卢青; 王欢; 呼卫军 |
| 本发明公开了一种基于几何规划的滑翔飞行器末端能量管理轨迹规划方法，用于解决现有滑翔飞行器末端能量管理轨迹规划方法实用性差的技术问题。技术方案是根据飞行器进入TAEM段的状态，利用几何规划方法快速规划出合理可行的TAEM平面轨迹。在TAEM平面轨迹规划的基础上进行高度推演从而给出完整的轨迹规划策略。由于采用几何规划过程中采用螺旋线的方式进入自动着陆段的入口，有效避免了过载突变情况的出现，从而对飞行器机动性的要求降低。同时，轨迹规划时考虑了飞行器在TAEM段初始时刻的状态，针对飞行器进场状态分类规划出相应的飞行轨迹，能够快速规划出合理轨迹，适应不同进场方向的要求，且经过仿真验证规划速度较快。 | ||||||
| 135 | 基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法 | CN201611006547.8 | 2016-11-16 | CN106364697A | 2017-02-01 | 刘珍; 柳军; 丁峰; 黄伟; 王源杰; 陈韶华; 罗仕超; 符翔; 闻讯; 张宝虎 |
| 本发明涉及滑翔飞行器的气动外形设计技术领域，具体涉及一种基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法。包括以下步骤：(S1)给定滑翔飞行器的飞行速域范围及任务要求，根据飞行速域范围及任务要求提取飞行马赫数范围，并确定多级滑翔乘波体的级数及各级滑翔乘波体的设计马赫数；(S2)给定固定的激波角及多级滑翔乘波体的上表面后缘线，以各级滑翔乘波体的设计马赫数作为设计参数设计各级乘波面；(S3)构建乘波体上表面，并用第一级滑翔乘波体的底面作为多级滑翔乘波体的底面，与各级乘波面一起构成多级滑翔乘波飞行器构型。本发明拓宽了飞行器设计的速域范围，能够更好地适应和满足宽速域内飞行任务要求。 | ||||||
| 136 | 一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法 | CN201510381694.2 | 2015-07-02 | CN104978489B | 2016-11-16 | 杨业; 马卫华; 包为民; 黄万伟; 祁振强; 禹春梅; 唐海红; 吴浩 |
| 本发明涉及一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法，包括：第一步,对飞行器初始飞行状态参数赋值；第二步,基于地理坐标运动模型，计算快速下压飞行弹道，并记录整个飞行过程中的最大铰链力矩最大过载以及终端速度Vf和终端倾角Θf；第三步,采用直接打靶法调整飞行器飞行攻角α，重复第一步、第二步计算快速下压飞行弹道，从中得到铰链力矩最小的标准弹道。该方法从弹道设计上为实现高超声速飞行器弹道、制导、姿控系统的一体化优化设计提供了一种技术途径，跟踪计算得到的最小铰链力矩弹道，可有效降低对伺服系统的指标要求，减小伺服系统重量，增加控制系统的设计余量，提升高超声速飞行器的整体性。 | ||||||
| 137 | 一种确定滑翔飞行器阻力加速度走廊边界的方法 | CN201510232841.X | 2015-05-08 | CN105022858B | 2016-06-01 | 杨业; 马卫华; 包为民; 黄万伟; 祁振强; 禹春梅; 唐海红; 吴浩 |
| 本申请公开了一种确定滑翔飞行器阻力加速度走廊边界的方法，包括：将三次样条插值函数S(x)的二阶导数S″(x)表示为每个插值区间上的线性函数，对其进行二次积分得到三次样条插值函数S(x)的表达式；对三次样条插值函数S(x)求导，根据插值节点处一阶导数连续的特点建立相邻节点处二阶导数的关系式；根据三种不同的边界条件，分别导出端点方程，进而建立关于三次样条插值函数S(x)在每个节点二阶导数值Mj(j＝0,1,…,n)的线性方程组，对所述线性方程组进行求解以得到三次样条插值函数S(x)的表达式作为插值结果。 | ||||||
| 138 | 一种基于最小代价准则的再入滑翔飞行器轨迹预测方法 | CN202411683645.X | 2024-11-22 | CN119902539A | 2025-04-29 | 贺杨超; 李炯; 邵雷; 周池军; 叶继坤; 张大元 |
| 本发明公开了一种基于最小代价准则的再入滑翔飞行器轨迹预测方法，涉及再入滑翔飞行器轨迹预测技术领域。本发明通过划分目标制导任务，构建任务匹配的时变参数预测模型集，减少了侧向参数模型的冗余，保证了预测算法的快速实现；综合考虑目标的机动能力、制导意图和战场态势，提出了一种具备自适应代价系数的意图代价函数，提高了制导意图代价估计的准确性；基于贝叶斯理论和最小代价准则推断了目标的攻击意图和参数模型，减少了预测过程中的误差累积。 | ||||||
| 139 | 一种基于高精度解析解的高速滑翔飞行器再入制导方法 | CN202411394488.0 | 2024-10-08 | CN119414696A | 2025-02-11 | 刘政卓; 张勃; 黄汉桥; 闫天; 程昊宇; 董越 |
| 本发明提供了一种基于高精度解析解的高速滑翔飞行器再入制导方法，基于预测‑校正制导法，设计的纵向制导律，补偿地球自转产生的影响，提高再入航程预测精度；设计“航向走廊+预测反转点”的横向制导律，控制倾侧角反转次数，减小飞行器姿态控制系统的负担，提高再入落点的精度；相比于现有技术，本发明在纵向制导律的航程预测中，添加航程预测补偿项，提高航程预测精度，在横向制导律中利用横程公式准确预测倾侧角反转点，减小倾侧角反转次数，本发明具有落点精度更高、倾侧角反转次数更少的优点。 | ||||||
| 140 | 动态多禁飞区高超声速滑翔飞行器自主规避制导方法 | CN202411432159.0 | 2024-10-14 | CN119311021A | 2025-01-14 | 朱建文; 王夏复; 宋海涛; 夏朝辉; 王永超 |
| 本发明提供一种动态多禁飞区高超声速滑翔飞行器自主规避制导方法，具体过程包括S1、待规避禁飞区的在线筛选；S2、能量最优的多禁飞区在线规避；S3、构建制导模型并建立对应的状态空间方程，然后建立位置与角度控制的纵向分层滑翔制导律；S4、位置与角度控制的侧向最优制导。本发明的规避制导方法简化了计算流程，实现了飞行器在飞行中的实时动态调整，能够快速响应禁飞区的变化，确保飞行安全。这大大提高了高超声速滑翔飞行器在复杂环境下的自主性和安全性，克服了现有技术中的不足。 | ||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈