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[发明专利]飞行器推进剂消耗量计算方法、设备、飞行器及存储介质-CN202010957121.0有效
发明人：高峰;马奥家;龚旻;赵长见;张东;黄建友;赵洪;佟泽友;张磊;李亚辉;康珅;吕瑞;严大卫;宋志国;张意国;张帆;曾伟;冯铁山;周国哲;张志勇;刘博;韩敬永;谭杰;孙晓峰;陈政;罗波;于贺;任新宇;王冀宁;年永尚;杨瑜 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2020-09-12 - 公布日： 2022-05-31 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种飞行器推进剂消耗量计算方法、设备、飞行器及存储介质，其中，方法包括：获取飞行器的干扰数据，所述干扰数据是基于影响推进剂消耗量的偏差项根据预设概率模型作用在飞行器上所产生的；根据所述干扰数据确定推进剂消耗量。本申请实施例提供的飞行器推进剂消耗量计算方法、设备、飞行器及存储介质能够对飞行器推进剂消耗量进行精确评估。
飞行器推进消耗量计算方法设备存储介质

[发明专利]发动机干扰力矩确定方法、设备及存储介质-CN202010957385.6有效
发明人：赵长见;马奥家;高峰;龚旻;张东;黄建友;赵洪;佟泽友;张磊;李亚辉;康珅;蔡强;李延成;宋志国;张意国;张帆;曾伟;冯铁山;周国哲;张志勇;刘博;韩敬永;谭杰;孙晓峰;陈政;罗波;于贺;任新宇;王冀宁;年永尚;惠兴晨;杨瑜 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2020-09-13 - 公布日： 2022-05-31 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种发动机干扰力矩确定方法、设备及存储介质，其中，方法包括：获取在试车后的发动机喷管喉径的最大偏差烧蚀量；根据最大偏差烧蚀量确定喷管喉径的最大偏斜烧蚀量；根据所述最大偏差烧蚀量和最大偏斜烧蚀量确定发动机的综合干扰力矩。本申请实施例提供的发动机干扰力矩确定方法、设备及存储介质能够提高发动机控制的精准度。
发动机干扰力矩确定方法设备存储介质

[发明专利]多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质-CN202011144666.6在审
发明人：黄建友;高峰;龚旻;张东;赵洪;马奥家;张磊;卜奎晨;康珅;姜春旺;葛云鹏;宋志国;张意国;张帆;曾伟;冯铁山;周国哲;张志勇;刘博;韩敬永;谭杰;孙晓峰;陈政;罗波;于贺;任新宇;王冀宁;年永尚 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2020-10-23 - 公布日： 2021-02-05 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质，涉及多级固体火箭制导控制技术。其中，多级固体火箭能量处理方法，包括：根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。
多级固体火箭能量处理方法系统终端介质

[发明专利]火箭子级残骸落点预示方法、设备及存储介质-CN202010957543.8在审
发明人：赵洪;高峰;龚旻;张东;黄建友;马奥家;张磊;卜奎晨;康珅;姜春旺;葛云鹏;宋志国;张意国;曾伟;冯铁山;周国哲;张志勇;刘博;韩敬永;谭杰;孙晓峰;陈政;罗波;于贺;任新宇;王冀宁;年永尚;戴新进;吴佳雯;黄超;付陶陶;刘娟;陆梦娟 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2020-09-14 - 公布日： 2021-01-05 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种火箭子级残骸落点预示方法、设备及存储介质，其中，方法包括：获取火箭子级残骸在分离时的分离参数以及影响子级残骸运动轨迹的环境偏差参数；根据所述分离参数、环境偏差参数以及预设的子级残骸刚体运动模型确定子级残骸的落地点范围。本申请实施例提供的火箭子级残骸落点预示方法、设备及存储介质能够更精确地预示火箭子级残骸的落地位置，并缩小落地范围。
火箭残骸落点预示方法设备存储介质

[发明专利]火箭推进控制方法、设备及存储介质-CN202011080993.X在审
发明人：高峰;黄建友;龚旻;张东;赵洪;马奥家;张磊;卜奎晨;康珅;姜春旺;葛云鹏;宋志国;吕瑞;张意国;曾伟;冯铁山;周国哲;张志勇;刘博;韩敬永;谭杰;孙晓峰;陈政;罗波;于贺;任新宇;王冀宁;年永尚;李璞;赵利刚 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2020-10-11 - 公布日： 2021-01-05 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种火箭推进控制方法、设备及存储介质，其中，方法包括：在火箭垂直起飞段结束之后，以预设程序攻角模式进行一级动力推进，直至一级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第一约束条件时，以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进，直至二级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第二约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行三级动力推进，直至三级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第三约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行四级动力推进，直至火箭进入目标轨道。本申请实施例提供的方案能够解决传统方案中多级固体火箭弹道设计较难的问题。
火箭推进控制方法设备存储介质

[发明专利]应用于飞行器的伺服负载力矩计算方法、设备及存储介质-CN202010957404.5在审
发明人：马奥家;高峰;龚旻;张东;黄建友;赵洪;张磊;佟泽友;李亚辉;康珅;杨东生;王宁;宋志国;严大卫;刘博;张意国;张帆;曾伟;冯铁山;周国哲;张志勇;韩敬永;谭杰;孙晓峰;陈政;罗波;于贺;任新宇;王冀宁;年永尚;张聪;杨瑜 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2020-09-13 - 公布日： 2020-12-25 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种应用于飞行器的伺服负载力矩计算方法、设备及存储介质，其中，方法包括：获取飞行器中空气舵的静态载荷参数，并根据所述静态载荷参数确定空气舵的静载荷；获取空气舵的动态载荷参数，并根据所述动态载荷参数确定空气舵的动载荷；根据所述静载荷和动载荷确定飞行器伺服系统的伺服负载力矩。本申请实施例提供的应用于飞行器的伺服负载力矩计算方法、设备及存储介质能够提高伺服系统的控制精度。
应用于飞行器伺服负载力矩计算方法设备存储介质

[发明专利]基于输出一致性的多弹协同制导方法-CN201610402960.X有效
发明人：王佳楠;康珅;单家元 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2016-06-08 - 公布日： 2018-04-03 - 主分类号： F41G3/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于输出一致性的多弹协同制导方法，该方法为首先给定各导弹法向加速度和视场角的约束条件；基于导弹和目标的相对运动关系，建立导弹状态依赖的线性模型，选择所述导弹状态依赖的线性模型的趋同变量、视线角速度和视场角作为输出变量，根据设定的预测时域建立预测控制模型；基于预测控制模型和各导弹打击时间协同的要求，获得性能指标函数；其次将性能指标函数和约束条件转化为二次规划标准型；获得多弹协同制导的优化模型，利用凸优化方法，获得当前时刻各导弹的法向加速度，最后下一时刻采用更新后的各导弹状态直至各导弹命中目标。本发明能够实现在法向过载及视场角受到限制情况下的最优协同制导。
基于输出一致性协同制导方法

[发明专利]基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法-CN201610329445.3有效
发明人：康珅;王佳楠;单家元 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2016-05-18 - 公布日： 2017-12-15 - 主分类号： B64C27/32 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法，该方法为根据人眼分辨率和视觉暂留时间获得飞行器的最小偏心距和最小转速；初步选取飞行器的几何参数、质量分布和预期转速的值；根据自旋稳定理论获得翼型静稳定度的取值范围；基于飞行器的动力学线性化模型的稳定解，获得翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式；在所述翼型静稳定度的取值范围内选取翼型静稳定度；基于所述翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式、选取的翼型静稳定度、几何参数、质量分布和预期转速的值，计算飞行器的悬停升力；直到飞行器调整后的悬停升力大于自身重力。该方法能够在不依赖提高转速的飞行方法下获得飞行器额外的升力。
基于自旋稳定单翼回旋飞行器升力优化设计方法

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