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龙图腾网获悉上海宇航系统工程研究所申请的专利针对捆绑火箭的全箭模态试验横向振动斜率采集方法及装置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：CN116151027B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-12-12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：202310349160.6，技术领域涉及：G06F30/20；该发明授权针对捆绑火箭的全箭模态试验横向振动斜率采集方法及装置是由朱春艳;朱亮聪;杨冰;张卫东;唐玉花设计研发完成，并于2023-03-31向国家知识产权局提交的专利申请。

本针对捆绑火箭的全箭模态试验横向振动斜率采集方法及装置在说明书摘要公布了：本发明公开了一种针对捆绑火箭的全箭模态试验横向振动斜率采集方法及装置，选定火箭基准点，在所述基准点设置基准加速度计和基准陀螺；选定斜率待测点，在所述待测点设置陀螺仪；选定试验模态阶次，对火箭箭体施加所述模态阶次定频正弦力激振，激振频率等同于该阶次模态频率；根据所述准加速度计、所述基准陀螺、所述待测点陀螺仪的测量值，计算基准点位移幅值为u，待测点角位移幅值为θ，基准点角速率相位为φ1，待测点角速率相位为φ2；确定全箭模态横向振动斜率根据待测陀螺和基准陀螺角速率的相位差Δφ＝φ2‑φ1，判断横向振动斜率值的正负符号,Δφ＜900则符号为负，Δφ≥900则符号为正。本发明可应用于捆绑火箭的动力学分析和俯仰、偏航、滚转多通道姿控设计。

本发明授权针对捆绑火箭的全箭模态试验横向振动斜率采集方法及装置在权利要求书中公布了：1.一种针对捆绑火箭的全箭模态试验横向振动斜率采集方法，其特征在于，包括： S1、在火箭基准点设置基准加速度计和基准陀螺仪；在火箭待测点设置待测点陀螺仪； S2、选定试验模态阶次，对火箭箭体施加所述模态阶次定频正弦力激振，所述激振频率选取该阶次模态频率； S3、根据所述基准加速度计、所述基准陀螺仪、所述待测点陀螺仪的测量值，计算基准点位移幅值为u，待测点角位移幅值为θ，基准点角速率相位为φ1，待测点角速率相位为φ2；所述的φ1作为待测点的基准参考相位； S4、确定全箭模态横向振动斜率根据待测点陀螺仪的待测点角速率相位和基准陀螺仪的基准点角速率相位的相位差Δφ＝φ2-φ1，判断横向振动斜率值的正负符号，Δφ＜90°则符号为负，Δφ≥90°则符号为正； 所述火箭基准点为箭体头部顶点；当火箭抛弃整流罩后，所述火箭基准点为有效载荷头部顶点； 所述基准陀螺仪有多个，其中至少一个基准陀螺仪敏感轴设置在火箭俯仰平面，至少一个基准陀螺仪敏感轴设置在火箭偏航平面，至少一个基准陀螺仪敏感轴设置在火箭滚转轴上； 所述待测点有多个，一部分所述待测点上的待测点陀螺仪敏感轴设置在火箭俯仰平面，一部分所述待测点上的待测点陀螺仪敏感轴设置在火箭偏航平面； 设定火箭俯仰平面为主振平面，设定火箭偏航平面为非主振平面； 进一步包括：对于捆绑火箭，所述火箭箭体保持稳态共振，选择火箭箭体非主振平面上的点作为火箭基准点，在所述基准点设置基准加速度计和基准陀螺仪，重复步骤S3-S4。

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