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[发明专利]降落伞自动触发系统、模型火箭-CN202310633539.X在审
发明人：江振宇;许秋平;李晓斌;白锡斌;张士峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： A63H27/127 文献下载
摘要：本申请涉及一种降落伞自动触发系统、模型火箭。包括释放组件及若干感风组件；各感风组件之间并联，并与释放组件电连接，以在感风组件附近风向改变时触发感风组件，并向释放组件发送开伞信号。同时，该降落伞自动触发系统可以应用于模型火箭上，利用模型火箭在最高点由于姿态变化而引起作用风力的变化，从而对感风组件进行导通，自动触发降落伞释放信号，完成开伞；实现在最高点把模型火箭实施回收，而且无需前期人为判定，提高了可靠性和简便性。
降落伞自动触发系统模型火箭

[发明专利]一种飞行器起飞系统-CN202310635970.8在审
发明人：江振宇;许秋平;李晓斌;白锡斌;那旭东;刘龙斌;张士峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明属于飞行器领域，具体是涉及到一种飞行器起飞系统，包括轨道、飞行器和两个块体；轨道上设置有贯穿至轨道一端的滑槽，两个块体相对配合后组成与滑槽滑动配合的滑块；至少一个块体的配合面上设置有嵌合槽，两个块体相对配合后嵌合槽与另一块体的配合面围合形成嵌合腔，飞行器上设置有与嵌合腔配合的凸块，凸块与嵌合腔嵌合后，限制凸块和嵌合腔在滑槽的长度和宽度方向相对移动；滑块从滑槽一端脱离轨道后，两个块体相互分离且嵌合腔打开，凸块与两个块体脱离，本发明在飞行器起飞并在滑块脱离滑槽后，两个块体失去滑槽的约束，通过重力相互分离并同时与凸块分离，进而在顺利完成起飞任务的前提下可避免增加飞行器的重量。
一种飞行器起飞系统

[发明专利]一种飞行器发射系统及飞行器-CN202310636871.1在审
发明人：江振宇;许秋平;李晓斌;白锡斌;张士峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-08-25 - 主分类号： B64F1/04 文献下载
摘要：本发明属于飞行器辅助起飞设备领域，具体是涉及到一种飞行器发射系统及飞行器，其中，飞行器发射系统包括驱动件Ⅰ和固定释放机构；所述驱动件Ⅰ的输出端具有圆周转动行程或直线移动行程；所述固定释放机构包括支座、固定释放杆和两个连接杆，支座、固定释放杆和两个连接杆构成平行四边形机构，其中，支座与固定释放杆相对设置；所述支座与驱动件Ⅰ的输出端连接，所述固定释放杆上设置有用于固定和释放飞行器的固定释放结构，本发明通过设置由平行四边形机构构成的固定释放机构，可以实现在飞行器起飞时，固定释放杆下降，让出飞行空间，防止飞行器起飞时与固定释放机构发生碰撞，提高发射系统的使用安全性。
一种飞行器发射系统

[发明专利]一种水火箭测试系统及方法-CN202310638082.1在审
发明人：江振宇;许秋平;那旭东;白锡斌;杨华波;张士峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： G01L5/00 文献下载
摘要：本发明属于水火箭测试领域，具体是涉及到一种水火箭测试系统及方法，包括动力源组件、推力装置、支架和连接管；动力源组件包括相互连接的密封筒和充气机，密封筒上设置有注水机构；推力装置设置在支架上，支架上还设置有用于监控推力装置状态的传感器；连接管一端连接在推力装置的腔体内，另一端输伸入密封筒底部，本申请所提供的测试系统，可以实现推力装置的长时间稳压或变压推力实验，不会像常规推力装置在开启喷嘴时腔体内压强和水量就急剧降低，进而能维持较长时间观察和研究推力装置的动力参数，还可以测试推力装置推力实验时排除了流量计对推力的影响，可以较高精度测量质量流量等相关参数，为科研提供数据支撑，从而更好的修正相关模型。
一种水火测试系统方法

[发明专利]助推滑翔火箭姿态控制方法、装置、设备和存储介质-CN202310490536.5有效
发明人：樊晓帅;张士峰;白锡斌;江振宇;杨华波 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-05-04 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： G05B11/42 文献下载
摘要：本申请涉及一种助推滑翔火箭姿态控制方法、装置、设备和存储介质，通过利用遗传算法在预设的范围内对姿态控制参数进行迭代求解，其中，采用火箭六自由度非线性动力学模型对每一次迭代得到的种群进行仿真得到实际姿态角仿真数据，再根据实际姿态角仿真数据以及指令姿态角数据计算目标函数，直至目标函数收敛于预设指标，则得到优化后的姿态控制参数，最后根据所述优化后的姿态控制参数对姿态控制器进行调整，并根据指令姿态角数据对助推滑翔火箭姿态进行控制。采用本方法能够简单快速的得到可靠有效的控制器参数，以实现对助推滑翔火箭飞行姿态的精准控制。
助推滑翔火箭姿态控制方法装置设备存储介质

[实用新型]一种用于垂直自主回收的水火箭结构-CN202222319558.9有效
发明人：刘龙斌;丁少哲;杨跃能;张士峰;白锡斌;穆怡文 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-09-01 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种用于垂直自主回收的水火箭结构，包括：头锥部分，与所述头锥部分同轴连接的姿态控制部分，与所述姿态控制部分同轴连接的储水主体部分，与所述储水主体部分相连接的主喷管部分，控制单元，高度计；所述控制单元设置在所述头锥部分内部；所述高度计设置在所述储水主体部分的底部；所述头锥部分、所述姿态控制部分和所述主喷管部分之间连接有电气线路管道，且所述控制单元通过所述电气线路管道分别与所述姿态控制部分、所述主喷管部分和所述高度计相连接；所述姿态控制部分和所述主喷管部分之间连接有供水管道。本实用新型的水火箭安全可靠，且试验条件建设简便，测试数据可靠。
一种用于垂直自主回收水火结构

[发明专利]一种尾坐式垂直起降无人机-CN202110038848.3有效
发明人：刘轩岑;杨跃能;张士峰;白锡斌;杨华波;刘龙斌 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-01-12 - 公布日： 2023-02-28 - 主分类号： B64C29/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种尾坐式垂直起降无人机，包括机身、机翼组件；机翼组件包括三个旋翼，其中两个旋翼对称设在机身的尾部，第三个旋翼设在机身的尾部且位于另外两个旋翼对称面的位置；各旋翼的一端与机身相连，另一端设有电机舱，电机舱内设有电机，电机舱上设有与电机传动相连的螺旋桨；各旋翼上靠近电机舱一端的底部设有空气滑流舵，空气滑流舵沿旋翼的厚度方向具有转动的行程，旋翼内设有与空气滑流舵传动相连的舵机。其去掉复杂的桨叶变距装置和自动倾斜器，设计空气滑流舵，并利用螺旋桨滑流来控制机体姿态的稳定，降低了飞行器控制系统复杂度，减少了成本，同时在垂直起降状态下，减少机翼对螺旋桨气流产生的升力损失，提高动力输出的效率。
一种尾坐式垂直起降无人机

[发明专利]一种用于垂直自主回收的水火箭结构-CN202211066614.0在审
发明人：刘龙斌;丁少哲;杨跃能;张士峰;白锡斌;穆怡文 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-09-01 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于垂直自主回收的水火箭结构，包括：头锥部分，与所述头锥部分同轴连接的姿态控制部分，与所述姿态控制部分同轴连接的储水主体部分，与所述储水主体部分相连接的主喷管部分，控制单元，高度计；所述控制单元设置在所述头锥部分内部；所述高度计设置在所述储水主体部分的底部；所述头锥部分、所述姿态控制部分和所述主喷管部分之间连接有电气线路管道，且所述控制单元通过所述电气线路管道分别与所述姿态控制部分、所述主喷管部分和所述高度计相连接；所述姿态控制部分和所述主喷管部分之间连接有供水管道。本发明的水火箭安全可靠，且试验条件建设简便，测试数据可靠。
一种用于垂直自主回收水火结构

[发明专利]一种助推滑翔小型试验火箭系统-CN202010498011.2有效
发明人：江振宇;许秋平;杨华波;白锡斌;张士峰;彭科 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-06-04 - 公布日： 2022-09-30 - 主分类号： F42B35/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种助推滑翔小型试验火箭系统，包括箭体及地面助力发射装置，在箭体包括头锥舱、设备舱、边条翼和尾舵，地面助力发射装置包括发射架基座，发射架基座前后两端安装有俯仰角调节支撑杆和导轨滑台托架，导轨滑台架设在俯仰角调节支撑杆和火箭滑台托架上，导轨滑台沿中间轴线上开设火箭滑动槽，在导轨滑台的尾端安装有发射助推器，箭体底部沿中心线前端装设有前滑块，后端装有后滑块，前滑块和后滑块在火箭滑动槽内滑行。本发明在火箭体内没有安装动力系统发动机，在发射架上安装了发射助推器，将火箭发射出去，使得发射、存储及运输的过程也更加的安全，满足了试验需要，采用回收系统使得火箭的回收再利用，维护简单。
一种助推滑翔小型试验火箭系统

[发明专利]基于瑞利分布的产品性能一致性检验方法-CN202010689634.8有效
发明人：杨华波;白锡斌;张士峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-07-17 - 公布日： 2022-09-30 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于瑞利分布的产品性能一致性检验方法，包括以下步骤：获取多个产品的性能参数；从所述性能参数中选取两组测量数据样本，两组样本均服从瑞利分布；根据两组样本分别估计两组测量数据样本的瑞利分布参数；进而得到两组样本的瑞利分布概率密度函数曲线的交点；然后得到两组样本的瑞利分布概率密度函数与横坐标轴所围区域重叠部分的面积作为一致性度量；最后与给定的显著性水平或置信水平比较，确定两组样本在给定置信度水平下是否具有一致性。该一致性检验方法不依赖于充分统计量，而是从概率密度函数的概念和数学意义入手定义一致性度量，避免了构造充分统计量的困难。
基于瑞利分布产品性能一致性检验方法

[发明专利]一种基于指数分布的产品失效率一致性检验方法-CN202111320970.6在审
发明人：杨华波;白锡斌;张士峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-11-09 - 公布日： 2022-02-11 - 主分类号： G06F17/18 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于指数分布的产品失效率一致性检验方法，包括：获取两组产品的失效率估计值向量，所述两组产品的失效率估计值向量的维度相同；根据两组产品的失效率估计值向量，得到两组产品的失效率估计值向量中每个元素对应维度的一致性参数和失效率比值；根据所述一致性参数和失效率比值，得到一致性参数与失效率比值的拟合函数；获取任意两组待测产品的测量数据样本，两组测量数据样本均服从指数分布，得到两组待测产品的失效率以及失效率比值；根据所述拟合函数和两组待测产品的失效率比值，得到两组待测产品的一致性参数估计值；根据一致性参数估计值以及预先设定的的显著性水平或置信度，判断两组数据是否具有一致性。
一种基于指数分布产品失效一致性检验方法

[发明专利]一种基于指数分布的产品可信度计算方法-CN202110354658.2在审
发明人：杨华波;白锡斌;张士峰;彭科 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-03-30 - 公布日： 2021-12-07 - 主分类号： G06Q30/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于指数分布的产品可信度计算方法，包括：获取产品的现场试验数据样本和验前数据样本；两组数据样本均服从指数分布；根据指数分布概率密度函数，分别估计两组数据样本的指数分布参数；当两组数据样本的指数分布参数不相同时，两组指数分布概率密度函数曲线相交，计算得到两个概率密度曲线的交点；根据两个概率密度曲线的交点，分别计算从0至两个概率密度函数曲线交点的累积分布函数；根据两个概率密度函数的累积分布函数，得到产品的可信度。该方法不需要构造统计量，而是从概率密度函数的概念和数学意义入手计算可信度参数，该计算方法数学概念清楚，计算步骤明确，合理可行。
一种基于指数分布产品可信度计算方法

[发明专利]一种基于均匀分布的产品可信度计算方法-CN202110340402.6在审
发明人：杨华波;白锡斌;张士峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-03-30 - 公布日： 2021-12-03 - 主分类号： G06Q10/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于均匀分布的产品可信度计算方法，包括：获取产品的现场试验数据样本和验前数据样本；两组数据样本均服从均匀分布；根据均匀分布概率密度函数，获得两组数据样本的均匀分布参数的最大值和最小值；根据两组数据样本的均匀分布参数之间的关系，得到两组数据样本的均匀分布概率密度函数在坐标系中形成的两条函数曲线的关系；当现场试验数据样本的均匀分布参数和验前数据样本的均匀分布参数相互交错时，两组测量数据样本的函数曲线与横坐标轴所围面积部分重合，区域重合部分的面积即为所述产品的可信度。该方法从概率密度函数的概念和数学意义入手计算可信度参数，数学概念清楚，计算步骤明确，合理可行。
一种基于均匀分布产品可信度计算方法

[发明专利]火箭半实物仿真测试系统-CN202110416385.X在审
发明人：樊晓帅;江振宇;张士峰;白锡斌;许秋平;刘轩岑;周首;杨豪;陈浩然 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-04-19 - 公布日： 2021-06-11 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本申请涉及火箭半实物仿真测试系统，包括实时仿真机、导航计算机、飞控计算机、三轴转台、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站。飞控计算机分别通信连接实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子和遥测电台，实时仿真机分别通信连接导航计算机和三轴转台，地面站通信连接遥测电台，导航计算机装设在三轴转台上，跟随三轴转台做牵连运动。实时仿真机用于控制三轴转台旋转模拟火箭飞行姿态，飞控计算机用于分别联动实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站，开展火箭控制系统半实物仿真测试。通过将飞控计算机、导航计算机、舵机、黑匣子、地面站和遥测电台引入仿真回路中，实现了高效测试提升火箭控制系统可靠性目的。
火箭实物仿真测试系统

[实用新型]一种带动力教学火箭发射架-CN202021000911.1有效
发明人：江振宇;许秋平;白锡斌;刘龙斌;张士峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-06-04 - 公布日： 2021-01-08 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种带动力教学火箭发射架，包括发射架基座，所述发射架基座前后两端分别安装有俯仰角调节支撑杆和导轨滑台托架，导轨滑台架设在所述俯仰角调节支撑杆和导轨滑台托架上，导轨滑台中间轴线上开设有供火箭前行的火箭滑动槽，在导轨滑台的尾端安装有将火箭向前推行的发射助推器。与传统的发射架相比，该发射架通过发射助推器提供了教学火箭飞行所需的动力，使得教学火箭的质量降低至少30％，其可内置的更多的仪器设备，降低火箭的设计成本和难度。由于使用了发射助推器，使得火箭取消了发动机，使得发射、存储及运输的过程也更加的安全，贴切的满足了试验所需的低成本且安全发射火箭的目的。
一种动力教学火箭发射架

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