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公开(公告)号：CN115489722A
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202211384664.3
申请日：2022-11-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: B64C13/00
Abstract: 本发明公开了一种飞行器操纵舵面无极切换控制方法、装置、飞行器及介质，该方法包括根据获取的舵效和舵效与力矩的关系，建立力矩权限控制表达式，在接收到操纵舵面切换指令时，对机械操纵舵面和所述射流操纵舵面执行控制权限调整；再根据机械操纵舵面对应的第一控制权限和射流操纵舵面对应的第二控制权限，利用力矩权限控制表达式，确定所述机械操纵舵面的目标偏角和射流操纵舵面的目标压比，以实现机械操纵舵面和射流操纵舵面的无极切换控制。本发明通过调整控制权限的无极控制方法，逐步控制机械操纵舵面和射流操纵舵面的状态，在保证飞行器飞行姿态安全的情况下，实现机械操纵舵面和射流操纵舵面的无极切换，完成射流舵面的飞行验证。
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公开(公告)号：CN115489722B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202211384664.3
申请日：2022-11-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: B64C13/00
Abstract: 本发明公开了一种飞行器操纵舵面无极切换控制方法、装置、飞行器及介质，该方法包括根据获取的舵效和舵效与力矩的关系，建立力矩权限控制表达式，在接收到操纵舵面切换指令时，对机械操纵舵面和所述射流操纵舵面执行控制权限调整；再根据机械操纵舵面对应的第一控制权限和射流操纵舵面对应的第二控制权限，利用力矩权限控制表达式，确定所述机械操纵舵面的目标偏角和射流操纵舵面的目标压比，以实现机械操纵舵面和射流操纵舵面的无极切换控制。本发明通过调整控制权限的无极控制方法，逐步控制机械操纵舵面和射流操纵舵面的状态，在保证飞行器飞行姿态安全的情况下，实现机械操纵舵面和射流操纵舵面的无极切换，完成射流舵面的飞行验证。
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公开(公告)号：CN115307861B
公开(公告)日：2023-01-03
申请号：CN202211233626.8
申请日：2022-10-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及主动流动控制技术领域，具体涉及一种射流舵面力矩控制性能的飞行验证方法及飞行验证模型。飞行验证方法包括步骤：S1、在飞行平台设置射流舵面；S2、为飞行平台设置至少两种不同的力矩状态；及S3、在飞行平台的不同的力矩状态下验证射流舵面的力矩控制性能。飞行验证模型包括飞行平台、射流环量控制系统和力矩特性调节装置；射流环量控制系统用于控制飞行平台的飞行状态；力矩特性调节装置用于调整飞行平台的力矩特性。其能够在保证飞机安全操控的姿态角范围内，有效拓展射流舵面的力矩控制边界，同时全面地定量考核射流舵面的力矩控制能力及其与控制变量之间的非线性关系。
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公开(公告)号：CN109032171B
公开(公告)日：2019-07-16
申请号：CN201810706131.X
申请日：2018-06-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，包括步骤：根据水平风洞的飞行器试验系统数据建立飞行动力学方程；将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程；通过时标分离理论将飞行器控制系统分为内环转动控制回路和外环质心控制回路；对内环转动控制回路，以INDI增量式动态逆方法或NDI动态逆方法设计控制律；对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律；通过内环转动控制回路和外环质心控制回路控制飞行器各舵面。本发明能够有效抵消系统非线性，降低干扰，满足所需的控制要求且优化控制效果，提高控制精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109032171A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810706131.X
申请日：2018-06-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G05D1/10
CPC classification number: G05D1/101
Abstract: 本发明公开一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，包括步骤：根据水平风洞的飞行器试验系统数据建立飞行动力学方程；将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程；通过时标分离理论将飞行器控制系统分为内环转动控制回路和外环质心控制回路；对内环转动控制回路，以INDI增量式动态逆方法或NDI动态逆方法设计控制律；对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律；通过内环转动控制回路和外环质心控制回路控制飞行器各舵面。本发明能够有效抵消系统非线性，降低干扰，满足所需的控制要求且优化控制效果，提高控制精度。
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公开(公告)号：CN115933442A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202310077891.X
申请日：2023-02-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 公开一种空中加油自主对接过程的地面模拟系统及方法，系统包括：直线导轨；第一机械臂，设置于直线导轨上；第二机械臂，设置于直线导轨一端的地面上；受油探头，设置于第一机械臂上；加油锥套，设置于第二机械臂上；视觉导引单元，用于确定受油探头与加油锥套之间的相对位置关系，并根据相对位置关系生成视觉导引信号；飞行仿真计算机，分别与第一机械臂、第二机械臂和视觉导引单元电连接，用于根据视觉导引信号生成运动驱动指令，并通过运动驱动指令对第一机械臂和/或第二机械臂进行驱动；光学测量单元，与飞行仿真计算机电连接，用于确定受油探头和加油锥套的位置与姿态信息，并将位置与姿态信息实时传输至飞行仿真计算机。
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公开(公告)号：CN115339617A
公开(公告)日：2022-11-15
申请号：CN202211274216.8
申请日：2022-10-18
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: B64C15/02
Abstract: 本发明涉及射流控制技术领域，具体涉及射流控制机构、射流控制系统、射流控制方法及飞行设备。射流控制机构包括气源、供气管、射流控制阀门、环量激励器、压力监测点位和温度监测点位。供气管将气源与射流控制阀门连通，射流控制阀门的射流出口与环量激励器连通，以构成射流通道。压力监测点位和温度监测点位设置于射流通道。射流控制系统和飞行设备包括该射流控制机构。其解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
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公开(公告)号：CN112985746B
公开(公告)日：2021-11-23
申请号：CN202110438855.2
申请日：2021-04-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 , 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明提供一种可前后移动并可调宽度的开口射流风洞收集器及试验方法，所述收集器整体可前后移动并且所述收集器宽度可调。本发明设计的可前后移动并可调宽度的开口射流风洞收集器，避免了在试验所需风速下边缘音反馈频率与宽度方向的压力驻波频率一致，不会造成强烈的结构共振，抑制了整个驻室内的远场低频压力脉动，并满足了先进飞行器或高速列车等对开口射流风洞高试验风速的需求。
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公开(公告)号：CN118494818A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410974273.X
申请日：2024-07-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种无人机空中对接装置及对接方法，属于无人机空中对接技术领域。对接装置包括对接壳体，对接壳体包括第一壳体和第二壳体，第一壳体为非导磁材料制成的环形结构件，第二壳体为导磁材料制成的环形结构件，第一壳体围合形成对接腔，第二壳体套设于第一壳体外；线圈组件，线圈组件包括线圈，线圈安装于第二壳体和第一壳体之间；监测组件，监测组件安装于对接壳体，监测组件用于监测无人机对接杆是否进入对接腔；在线圈通电的情况下，导磁材料制成的无人机对接杆能够被吸入对接腔。本发明通过对第一壳体和第二壳体的材料进行限制，提高磁感线的密度，使得磁感线尽量聚集并从对接腔中心穿过，从而提高线圈对无人机对接杆的吸附力。
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