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[发明专利]一种用于亚轨道飞行器的飞行弹道设计方法-CN202011474476.0在审
发明人：刘兴隆 -专利权人：北京天兵科技有限公司
申请日： 2020-12-14 - 公布日： 2021-12-07 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提出一种用于亚轨道飞行器的飞行弹道设计方法，将传统的惯性弹道式飞行与滑翔式飞行的有机结合，飞行弹道依次包括惯性弹道飞行段与滑翔飞行段，惯性弹道飞行段的射程与总射程的比例K满足：0.5≤K≤0.8。采用本发明亚轨道飞行器的飞行弹道设计方法获得的飞行弹道，相比于全程滑行形式，可有效的提升飞行器射程；相比于纯惯性弹道飞行，可有效的提升飞行突防能力。本发明提出了以射程最大化为原或者以装药量最小化为原则，确定比例K的值保证了惯性弹道飞行段与滑翔飞行段的最优分配。
一种用于轨道飞行器飞行弹道设计方法

[发明专利]基于一段实测弹道参数的无控飞行器在线实时特征参数辨识与弹道预报方法-CN202310442699.6在审
发明人：王中原;常思江;史金光;陈琦;李岩 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2023-04-23 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于一段实测弹道参数的无控飞行器气动参数辨识与弹道预报方法，该方法首先根据实测弹道数据的性质和飞行器后续飞行弹道的特点，建立适应飞行器在线快速计算的简化运动状态方程，并应用无迹卡尔曼滤波算法建立弹道滤波气动参数辨识模型；然后，将实测的一段弹道数据输入给上述模型中完成弹道滤波、飞行器阻力符合系数、升力符合系数辨识；最后，把最后一点的滤波状态值和辨识的符合系数作为后续飞行弹道计算的初值进行弹道计算，实现后续飞行弹道的预报本发明能够在线实时对一段实测弹道参数进行弹道滤波和气动参数辨识，快速准确预报飞行器后续飞行弹道，具有弹道解算精度高、计算量小且用时短的特点。
基于一段实测弹道参数飞行器在线实时特征辨识预报方法

[发明专利]弹道导弹的中段拦截方法和系统-CN201810884735.3在审
发明人：张春林;陈志愿;宋晓伟;戴政;刘媛媛;刘亮;李谊红;葛明和;康永来 -专利权人：北京蓝箭空间科技有限公司
申请日： 2018-08-06 - 公布日： 2019-01-04 - 主分类号： F41H11/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种弹道导弹的中段拦截方法及系统。该方法包括：探测来袭导弹的飞行弹道和飞行速度；根据所述飞行速度和所述飞行弹道计算拦截器的预设发射时间及预设飞行弹道；其中所述拦截器携带子母弹药；使所述拦截器在所述预设发射时间发射，并沿所述预设飞行弹道飞行该方法通过在来袭导弹的飞行弹道附近部署子母弹药，可以大范围清除弹道导弹在中段飞行时的各类可疑目标，从而保护受攻击的国家避免受弹道导弹所携带的载荷威胁。
飞行弹道拦截器子母弹预设导弹中段飞行拦截投放发射弹药可疑目标携带探测攻击威胁部署

[发明专利]高超声速飞行器跳跃滑翔飞行射程最大的控制方法及系统-CN202310895939.8在审
发明人：何烈堂;欧朝;方桂才;肖涵山;和争春;李明辉;吉洪亮;柳宁远;官睿;任友成;梁雅俊 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
申请日： 2023-07-20 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了高超声速飞行器跳跃滑翔飞行射程最大的控制方法及系统，包括：步骤1，建立高超声速飞行器跃滑弹道的三自由度飞行力学模型；步骤2，改进射程最大跳跃滑翔式飞行弹道计算法，将六个共轭变量初值优化为四个共轭变量初值；步骤3，通过五种不同跃滑弹道控制方法对比分析，得出最大升阻比飞行的射程最大控制方式；采用射程最大跳跃滑翔式飞行弹道计算法对全弹道进行射程最大优化，经优化得到最大升阻比滑翔飞行是实现跃滑弹道射程最大的最优控制方式；步骤4，确定最大升阻比滑翔飞行的边界条件，并用理论解析法证明最大升阻比滑翔飞行是射程最大的最佳控制方式。本发明得到最大升阻比滑翔飞行是实现跃滑弹道射程最大的最优控制方式。
高超声速飞行器跳跃滑翔飞行射程最大控制方法系统

[发明专利]一种高超声速飞行器跳跃滑翔弹道解析求解方法-CN201910339737.9有效
发明人：陈万春;赵鹏雷;余文斌 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2019-04-25 - 公布日： 2021-02-02 - 主分类号： G06F17/11 文献下载
摘要：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。
一种高超声速飞行器跳跃滑翔弹道解析求解方法

[发明专利]飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法-CN202210325518.7有效
发明人：王旭刚;王中原;易文俊;史金光;常思江;陈琦 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2022-03-30 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： F41G7/22 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，制导律采用融合经典线性弹道跟踪方法和基于飞行体运动状态感知和决策的制导律参数自适应变化：依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道高度和纵向速度的偏差，生成纵向制导指令；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道侧偏和侧向速度，生成横向制导指令；纵向和横向制导指令均为弹道偏差和制导律参数的函数，制导律参数随飞行体实时位置及其与方案弹道对应位置参数的偏差变化、实时飞行速度及其与方案弹道对应速度参数的偏差变化进行实时的调整，从而来实现稳定和高精度的收敛。
飞行状态感知自适应方案弹道跟踪方法

[发明专利]一种再入飞行器全流域弹道的分析方法和分析装置-CN202211379064.8在审
发明人：朱浩;孙俊杰;徐维乐;郝文智;田嘉琪;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-11-04 - 公布日： 2022-12-30 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请提供了一种再入飞行器全流域弹道的分析方法和分析装置，所述分析方法包括：基于所述气动外形参数、所述初始飞行工况参数、所述预设阻力系数和所述初始弹道方程，获得目标再入飞行器的多个目标弹道参数的初始曲线；所述多个目标弹道参数的初始曲线中包括表征飞行高度和飞行速度之间关系的高度速度初始曲线；基于所述高度速度初始曲线和所述气动外形参数，得到表征飞行速度和阻力系数之间关系的全流域阻力系数曲线；基于所述气动外形参数、所述初始飞行工况参数、所述全流域阻力系数曲线和所述初始弹道方程，获得目标再入飞行器的多个目标弹道参数的优化曲线。通过所述分析方法和分析装置，能够使得仿真预示的全流域弹道的精度更高。
一种再入飞行器流域弹道分析方法装置

[发明专利]一种基于弹道偏角纠偏的亚音速飞行器轨迹规划方法-CN202210886144.6在审
发明人：许阳志;樊朋飞;凡永华;许红羊;张衷綦;凡文帅;王雨菲;胡洪霞;曹汐;翟文轩 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-07-26 - 公布日： 2022-09-02 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于弹道偏角纠偏的亚音速飞行器轨迹规划方法，包括基于最大飞行速度约束、最大攻角约束、落点弹道倾角约束、落点Y方向位置约束确定纵向平面基准弹道；建立发射坐标系和弹道坐标系，分别计算弹道偏角和弹道偏角控制指令；将纵向平面基准弹道作为六自由度仿真俯仰通道跟踪信号，根据飞行器落点要求规划发射坐标系xOz平面弹道。本发明能够实现发射坐标系xOz平面任意弹道偏角弹道，同时满足精确制导的指标要求，提高轨迹规划的灵活性。
一种基于弹道偏角纠偏亚音速飞行器轨迹规划方法

[发明专利]一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法-CN201410783939.X有效
发明人：董文强;张钊;杨鸣;胡军 -专利权人：北京控制工程研究所
申请日： 2014-12-16 - 公布日： 2015-05-20 - 主分类号： F41G3/22 文献下载
摘要：本发明公开了一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法。根据飞行器飞行阶段标志，选择调用初次再入段弹道预测程序或二次再入段弹道预测程序；数值计算出标准弹道参数；判断弹道更新时间到否，如果到则更新弹道，否则保持原弹道不变；根据导航结果与标准弹道数据形成倾侧角指令本发明根据初次再入与二次再入两段分别调用数值预测程序，形成标准弹道，通过跟踪制导继承了该方法成熟可靠、对导航偏差鲁棒性高的优点，可以方便的使用于小升阻比飞行器第二宇宙速度再入飞行的制导中。
一种跳跃再入标准弹道在线修正跟踪制导方法

[发明专利]一种导弹飞行弹道的解算方法、系统及终端设备-CN201811519809.X有效
发明人：魏保华;范书义;侯占恒;姜会霞;王成;孔子华 -专利权人：中国人民解放军陆军工程大学
申请日： 2018-12-12 - 公布日： 2021-04-02 - 主分类号： F41G7/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种导弹飞行弹道的解算方法、系统及终端设备，方法包括：获取导弹按预设时间发出的信号的真实数据信息；根据所述真实数据信息和电磁波传输速度，计算得到不同时间的所述导弹的状态数据；根据所述状态数据和所述真实数据信息计算得到所述导弹在下一次发出信号时的理论极坐标；根据所述理论极坐标，计算得到所述导弹在下一次发出信号时的理论位置；根据所述真实数据信息，计算得到当前导弹的真实位置；利用所述导弹的理论位置和所述真实位置，绘制导弹的理论飞行弹道和真实飞行弹道本发明能准确得到导弹的真实得性弹道和理论飞行弹道，通过比较真实飞行弹道与理论飞行弹道，优化导弹的飞行性能。
一种导弹飞行弹道方法系统终端设备

[发明专利]基于机动模式识别的临近空间高超声速飞行器弹道预测方法-CN202210232552.X在审
发明人：周荻;朱金钊;张博伦;邹昕光;李君龙;曹颖;陈晓波;李泓宇 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2022-03-09 - 公布日： 2022-06-03 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：基于机动模式识别的临近空间高超声速飞行器弹道预测方法，它属于飞行器弹道预测技术领域。本发明解决了现有方法并未考虑不同的机动类型对飞行器弹道的影响，导致采用现有方法对飞行器弹道进行预测时获得的弹道预测结果的误差大的问题。本发明基于当前时刻对于位置和速度的预测，通过对观测出来的状态量进行区分，辨识出其机动方式，然后确定数据拟合方案，利用拟合得到的函数，通过求解微分方程，对下一时刻的位置及速度进行预测，直至完成弹道预测。相比于传统方法，本发明方法通过辨识出机动模式提高了弹道预测精度，减小了弹道预测误差。本发明可以应用于飞行器弹道预测技术领域。
基于机动模式识别临近空间高超声速飞行器弹道预测方法

[发明专利]一种满足异形天线方向图覆盖性需求的弹道优化方法-CN202310410985.4在审
发明人：孙石杰;吴小华;李振华;张晋;田世超;许昱;郭昊;任亮;苏汉生;关键;宋重举;薛鹏飞;袁江波;王少华;肖振 -专利权人：北京临近空间飞行器系统工程研究所
申请日： 2023-04-17 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种满足异形天线方向图覆盖性需求的弹道优化方法，包括获取发射系下测量站相对于飞行器的位置；根据发射系下测量站相对于飞行器的位置得到飞行器弹体系下测量站相对于飞行器的位置；根据飞行器弹体系下测量站相对于飞行器的位置得到测量站在飞行器天线视场内的位置；根据测量站在飞行器天线视场内的位置得到弹道的测控覆盖性；以测控覆盖性最优为目标，完成弹道优化。本发明能够有效提高弹道优化设计效率，保证弹道获得最优的测控覆盖性。
一种满足异形天线方向图覆盖需求弹道优化方法

[发明专利]一种运载火箭导引方法-CN201910876513.1有效
发明人：徐孟晋;赵向楠;赵卫娟;米文昊 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2019-09-17 - 公布日： 2020-08-04 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明提供一种运载火箭导引方法，包括以下步骤：离线设计运载火箭的标准飞行弹道；设计后续姿态控制所需的导引控制系数；将所述导引控制系数，以及标准弹道特征量与飞行高度的插值表装订到飞控计算机中；在飞行过程中，根据当前飞行高度，通过预先装订的所述标准弹道特征量与飞行高度的插值表，插值计算该高度下对应的标准弹道特征量；根据计算出的标准弹道特征量与实际当前弹道特征量的差值，计算当前点的导引量；将所述当前点导引量限幅后输出给运载火箭姿控系统该导引方法能比以飞行时间为导引自变量更准确地修正运载火箭的飞行位置，减少飞行轨迹与标准弹道的偏差，提高导引控制效果；同时，采用抛物线插值比线性插值给出的导引指令更加平滑。
一种运载火箭导引方法

[发明专利]临近空间高超声速飞行器AHW的弹道预测方法-CN201910310212.2有效
发明人：周荻;张博伦;邹昕光;李君龙;曹颖 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2019-04-17 - 公布日： 2022-07-22 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：临近空间高超声速飞行器AHW的弹道预测方法，它属于飞行器弹道预测技术领域。本发明解决了在临近空间高超声速飞行器AHW有机动时，采用现有方法对飞行器弹道的预测结果误差大的问题。本发明针对临近空间高超声速飞行器AHW，考虑目标受气动力等复杂情况的影响，在飞行器质量、参考面积，气动力参数等敌方飞行器参数未知的情况下，基于当前时刻对于位置和速度的预测，通过求解微分方程，对下一时刻的位置及速度进行预测，直至完成弹道预测。相比于传统方法，本发明方法提高了弹道预测精度，减小了弹道预测误差。采用本发明方法可以使终端位置预报误差小于10km。本发明可以应用于飞行器弹道预测技术领域。
临近空间高超声速飞行器 ahw 弹道预测方法

[发明专利]一种滑翔飞行弹道阻尼控制方法-CN201410384061.2有效
发明人：陈万春;余文斌;洪功名 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2014-08-06 - 公布日： 2014-12-03 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：一种滑翔飞行弹道阻尼控制方法，它有三大步骤：步骤一：考虑地球曲率的影响，不考虑地球自转的影响，研究飞行器滑翔的三自由度运动学方程，给出飞行器无动力滑行最远距离条件；步骤二：在已知大气模型以及飞行器气动力模型基础上，对平稳滑翔下的飞行器纵向平面受力分析，求取平稳滑翔弹道倾角γ*；步骤三：在控制指令上加入反馈，引入弹道阻尼控制，是能使飞行器平稳滑翔的制导方法。本发明对于存在滑翔弹道的飞行器，从低速近程的炮弹到长距离再入飞行的高超声速飞行器，此弹道阻尼控制方法均适用。
一种滑翔飞行弹道阻尼控制方法

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