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[发明专利]一种飞行轨迹规划方法及系统-CN202111005225.2有效
发明人：潘霏;吴敏;覃天;赵涛;董良慈;宋毫;许方佳 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-08-30 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞行轨迹规划方法及系统，涉及飞行器轨迹规划领域，该方法包括：获取飞行初始参数；依照特定时间段的特定角度的约束，设置飞行轨迹中指定时间段的飞行角度；根据初始参数，设定一虚拟引导点，计起始坐标到虚拟引导点为第一导引段，虚拟引导点至目标坐标为第二引导段；保持飞行轨迹中的指定时间段的飞行角度不变的同时，根据预设的引导律以及飞行初始参数，计算第一导引段、第二导引段的飞行轨迹；校验虚拟轨迹，若飞行轨迹不满足预设的校验条件，则重设虚拟引导点直至飞行轨迹满足校验条件。本案能够保证单次规划就能满足精度要求，设计参数少，无需迭代，计算量小。
一种飞行轨迹规划方法系统

[发明专利]一种滑翔高超声速飞行器末端位置和速度控制方法-CN202111400127.9有效
发明人：李亨;何乾坤;覃天;毛金娣;王少恒;许琦;潘霏;朱政光;周律 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-11-19 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：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。
一种滑翔高超声速飞行器末端位置速度控制方法

[发明专利]吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统-CN201911402958.2有效
发明人：罗钦钦;涂正光;曾庆伟;潘霏;毛金娣;万方;郭春霞;许琦 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2019-12-30 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：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。
吸气高超声速飞行器巡航导弹弹道设计方法系统

[发明专利]多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法及系统-CN202210679840.X在审
发明人：环夏;陈世富;赵涛;陈明;赵广为;潘霏;张赛文;魏晓云;吕轩;陈伟俊;支彭勃 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-06-15 - 公布日： 2022-09-30 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法及系统，涉及制导火箭弹技术领域，该方法包括基于射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；判断当前发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求：若是，则以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；若否，则进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。本发明能够在不改变原有火箭弹发射方式、不大幅增加成本的前提下实现火箭弹射程能力提升。
系统协调设计低成本制导火箭弹方法

[发明专利]基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法-CN201910827980.5有效
发明人：罗钦钦;陈世富;赵涛;潘霏 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2019-09-03 - 公布日： 2022-04-29 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，包括以下步骤：构建仿真模型，以形成具有爬升阶段、机动导引阶段及瞄准阶段的拟滑翔弹道；初始化飞行器模型的设计参数；飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到飞行器模型的实际落速、实际射程以及拟滑翔弹道的轨迹；分别判断实际落速、实际射程以及机动导引阶段形成的弹道的形态是否符合预设条件，若是，则对应的设计参数符合预期；若否，则对应更新设计参数，飞行器模型根据更新后的设计参数在拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至设计参数均符合预期；输出最后一次更新的设计参数，即完成拟滑翔弹道的设计。
基于角落约束滑翔弹道设计方法

[发明专利]具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法-CN201710456078.8有效
发明人：许琦;赵涛;潘霏;吴敏;汪潋;覃天;刘克龙;毛金娣;范威;李坤;郭春霞;罗钦钦;万方 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-06-16 - 公布日： 2020-09-01 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：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。
具有终端角度速度约束下压弹道设计方法

[发明专利]一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法-CN201710193640.2有效
发明人：龙垚松;宋毫;吴斌;舒孟炯;明承东;陈明;潘霏;张新朋;席茂军 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-03-28 - 公布日： 2020-08-04 - 主分类号： B64F1/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法，发射系统包括水下自主测发控系统、设有前盖的发射筒及设置于发射筒内的弹射器，还包括设置于发射筒内的飞行器，发射筒、弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体采用轴向质偏设计，轴向的浮心较质心更靠近发射筒前盖，将其固定于水下平台，与水下平台分离后，向上的浮力由大于重力、上浮阻力之和逐渐趋于平衡。飞行器固定在发射筒内密封底板的一侧，密封底板的另一侧跟弹射器连接，前盖打开后弹射器产生推力推动飞行器沿发射筒向前盖方向滑动，飞行器滑动出发射筒。本发明的发射系统最大发射深度不小于200米，发射系统中飞行器本身不直接承受水压限制，飞行器设计条件要求低，可移植性强。
一种深水动力飞行器发射系统方法

[实用新型]废气净化设备-CN201921819673.4有效
发明人：刘高寒;朱建龙;李鹏;韩丽萌;丛培义;沈涛;王山峰;季文起;杨振磊;吕铭传;潘霏 -专利权人：刘志飞
申请日： 2019-10-24 - 公布日： 2020-07-07 - 主分类号： B01D50/00 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种废气净化设备，属于机械技术领域。它解决了现有技术存在着稳定性差的问题。本废气净化设备包括内部为空腔的壳体，所述壳体的两侧分别具有与其内腔相通的进口和出口，所述壳体内还具有隔板一、隔板二和隔板三，上述隔板一下端固连在壳体内的底部处且隔板一靠近于进口，上述隔板三下端固连在壳体内的底部处且隔板三靠近于出口，上述隔板二位于隔板一和隔板三之间且隔板三上端连接在壳体内的上部处，所述隔板一上端与壳体内的上部之间具有间隙，所述隔板三上端与壳体内的上部之间具有间隙，所述隔板二下端与壳体内的下部之间具有间隙。本废气净化设备稳定性高。
废气净化设备

[实用新型]水源节能过滤机组-CN201921818636.1有效
发明人：刘高寒;朱建龙;丛培义;王山峰;杨振磊;季文起;潘霏;吕铭传;李鹏;韩丽萌;沈涛 -专利权人：刘志飞
申请日： 2019-10-24 - 公布日： 2020-06-26 - 主分类号： C02F1/00 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种水源节能过滤机组，属于机械技术领域。它解决了现有技术存在着稳定性差的问题。本水源节能过滤机组包括内部为空腔的处理筒，所述处理筒内具有过滤件，若干处理筒通过连接管依次串联在一起，本机组还包括基板和连接座，上述连接座内部为空腔且上端开口，上述基板呈平板状且基板连接在连接座的上端口处，所述基板上沿其长度方向具有贯穿的定位槽，所述定位槽处具有定位组件，上述定位组件能使相邻两处理筒稳定的定位连接。本水源节能过滤机组稳定性高。
水源节能过滤机组

[发明专利]带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法-CN201710460614.1有效
发明人：许琦;范威;赵涛;吴敏;李坤;毛金娣;刘克龙;潘霏;覃天;郭春霞;万方;汪潋;罗钦钦 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-06-18 - 公布日： 2019-12-03 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：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α_hx的初值范围α_hx0＝[α_{hx0_1},…,α_{hx0_i},…α_{hx0_n}]；设定滑翔飞行攻角α_hx和发动机点火时间t_fire的初值分别为α_{hx0_i}和t_fire0；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t_fire，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。
动力滑翔导弹多样弹道规划方法

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