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龙图腾网恭喜中国人民解放军国防科技大学申请的专利变推力发动机能量/弹道一体化规划方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119272541B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-03-18发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411795868.5，技术领域涉及：G06F30/20；该发明授权变推力发动机能量/弹道一体化规划方法是由武泽平;赵一;马帅超;吕轩;张德权;赵启扬;高经纬设计研发完成，并于2024-12-09向国家知识产权局提交的专利申请。

本变推力发动机能量/弹道一体化规划方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种变推力发动机能量弹道一体化规划方法，包括：建立变推力发动机动力与弹道耦合纵平面模型，变推力发动机能量弹道约束优化模型；建立变推力发动机能量弹道一体化约束优化模型；基于高斯伪谱法进行参数化离散，将变推力发动机能量弹道一体化约束优化模型转换为非线性的变推力发动机能量弹道一体化直接优化模型；基于序列二次规划方法求解变推力发动机能量弹道一体化直接优化模型，变推力发动机的质量秒耗量与喉栓位移的对应关系，从而获得喉栓位移指令的变化曲线。本发明应用于变推力发动机优化设计领域，考虑了能量弹道耦合特性和推力约束条件的问题，使变推力发动机的规划更具有实用性。

本发明授权变推力发动机能量/弹道一体化规划方法在权利要求书中公布了：1.一种变推力发动机能量弹道一体化规划方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，建立变推力发动机动力与弹道耦合纵平面模型，以及变推力发动机能量弹道约束优化模型；步骤2，基于所述变推力发动机动力与弹道耦合纵平面模型与所述变推力发动机能量弹道约束优化模型，建立变推力发动机能量弹道一体化约束优化模型；步骤3，基于高斯伪谱法进行参数化离散，将所述变推力发动机能量弹道一体化约束优化模型转换为非线性的变推力发动机能量弹道一体化直接优化模型；步骤4，基于序列二次规划方法求解所述变推力发动机能量弹道一体化直接优化模型，变推力发动机的质量秒耗量与喉栓位移的对应关系，从而获得喉栓位移指令的变化曲线；步骤1中，所述变推力发动机动力与弹道耦合纵平面模型具体为： 其中，、分别为飞行器在惯性坐标系下的坐标，为飞行器的速度大小；为飞行器的速度倾角，为飞行器的当前质量，为重力加速度，为发动机燃料质量秒耗量，P为推力随控发动机推力，X、Y分别为气动阻力和气动升力，α为飞行器的攻角；对于上述变推力发动机动力与弹道耦合纵平面模型具有以下补充方程： 其中，为空气密度，为飞行器特征面积，、分别是阻力系数与升力系数，为喷管效率，为发动机比冲，为推进剂密度，为燃速系数，为压强指数，为燃烧室压强，是燃气的特征速度，为装药燃烧面积，为等效喉部面积；步骤1中，所述变推力发动机能量弹道约束优化模型具体包括：飞行器微分方程等式约束，即为所述变推力发动机动力与弹道耦合纵平面模型；飞行器质量约束，为： 其中，为飞行器燃料消耗完时飞行器整体重量；飞行器控制约束，为： 其中，、分别为攻角的最小值与最大值，、分别为燃烧室压强的最小值与最大值；终端约束，为： 其中，为飞行器调节段末端时在惯性坐标系中速度倾角下的恒定速度，为目标与飞行器的位置连线与飞行器轴线的角度，θt1为目标与飞行器的位置连线与目标轴线的角度，为目标在惯性坐标系中速度倾角下的恒定速度；观测约束，为： 其中，为目标与飞行器的位置连线与水平面的夹角，μ为飞行器观测角，λ为观测窗与飞行器轴线的角度；即步骤2中的所述变推力发动机能量弹道一体化约束优化模型为： 其中，J为优化指标，αt为飞行器在t时刻的攻角，mst为飞行器在t时刻的质量秒耗量，为飞行器在末端时刻的速度大小，为飞行器在末端时刻的速度倾角。

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