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公开(公告)号：CN119439783A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202510028563.X
申请日：2025-01-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明属于风洞试验和飞行控制交叉技术领域，公开了多变量高超声速变构型飞行器模型的控制装置及控制方法。控制装置包括主控计算机，主控计算机用于项目管理与开发、数据的存储显示、飞行和控制仿真；还包括实时仿真机，实时仿真机用于模拟飞控系统的实时环境，完成传感器数据采集、控制指令生成与外发。控制方法包括建立数字仿真模型；验证数字仿真模型；编写控制律程序并测试；进行虚拟飞行试验；数据分析与处理。本发明的多变量高超声速变构型飞行器模型的控制装置及控制方法，实现了多变量高超声速变构型飞行器数字模型和控制律仿真模拟，在实时仿真机中运行的控制算法能够开展风洞气动、运动和控制耦合虚拟飞行试验，具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN119354477A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411897082.4
申请日：2024-12-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高速风洞动态试验技术领域，公开了一种三点接触固定的大尺寸动态试验模型辅助锁紧装置和方法。辅助锁紧装置的测力天平为杆式天平，位于动态试验模型的中心轴线上，动态试验模型与测力天平通过前锥面连接锁紧；动态支撑装置与测力天平通过后柱段的天平连接法兰连接固定；动态支撑装置的腹部与下锁紧装置固定连接；下锁紧装置与高速风洞下模型机构固定连接；上锁紧装置与高速风洞上模型机构固定连接。辅助锁紧方法包括安装动态试验模型；调整动态试验模型姿态；安装上锁紧装置；检查动态试验模型姿态；启动高速风洞；移开上锁紧装置；开展高速风洞动态试验。辅助锁紧装置和锁紧方法对于评估新型高速巡航飞行器的设计方案具有重要意义。
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公开(公告)号：CN119354472A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411897084.3
申请日：2024-12-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高这风洞动态试验技术领域，公开了一种小体积低阻尼高承载俯仰自由度的动态支撑装置和方法，动态支撑装置包括从前至后顺连接的动态试验模型前段、测力天平和动态试验模型后段，在动态试验模型后段的中心轴线上，动态支撑装置的底部固定腹支板，腹支板连接高速风洞试验段的模型支撑机构。动态支撑方法包括安装动态试验模型；调整动态试验模型姿态；锁紧动态支撑装置；启动高速风洞；解锁紧动态支撑装置；开展高速风洞虚拟飞行试验；关闭高速风洞。动态支撑方法和装置满足新型高速巡航飞行器模型闭环控制响应与控制稳定性高速风洞试验模拟要求，对解决非定常气动效应问题，以及气动、运动及惯性耦合设计验证评估具有重要意义。
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公开(公告)号：CN118690689A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202411171162.1
申请日：2024-08-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/0442 , G06N3/09 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于计算流体力学领域，公开了一种基于符号回归构建高阶本构方程的方法，包括误差源项物理修正；数据采集与预处理；构建符号回归模型；构建高阶本构方程数学表达式；高阶本构方程模型评估与验证。本发明的基于符号回归构建高阶本构方程的方法，采用误差源项修正和数据预处理等手段，从根本上解决了高阶本构方程在源项确定和修正方面的局限性，使得高阶本构方程模型能够更加准确地反映实际流体流动，并提高高阶本构方程模型的建模准确性和预测能力。采用的符号推理方法，使得从数据驱动模型中提取可解释的信息和知识成为可能，帮助研究人员更好地理解流体力学系统中各变量之间的数学关系。
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公开(公告)号：CN118294098B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410722313.1
申请日：2024-06-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种高超声速风洞动态分离试验整体投放装置及整体投放方法。整体投放装置的前端投放装置包括竖直的前磁铁支杆和前磁铁支杆整流罩，以及固定在前磁铁支杆下端的前端电磁铁，前端电磁铁上设置有与模型前段相匹配的二级模型挂点；前磁铁调整机构驱动前磁铁支杆上下运动；后端投放装置与前端投放装置结构相同，后磁铁调整机构驱动后磁铁支杆前后运动。整体投放方法采用失电型电磁铁，断电恢复磁力，进行模型支撑；通电消除磁力，两分离体受重力作用自由掉落，实现同时、整体投放。整体投放装置及整体投放方法满足高超声速风洞动态分离试验的要求，为建立与发展高超声速风洞动态分离试验提供了技术支撑。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118294096B
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410719359.8
申请日：2024-06-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04 , G01M9/06 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种高超声速风洞模型自由飞试验的阻拦防护装置及设计方法。阻拦防护装置的缓冲床铺设在高超声速风洞的试验段的地面上，缓冲床前端与试验模型前端平齐，缓冲床后端与高超声速风洞的扩压器平齐，缓冲床高度低于喷管出口；阻拦网Ⅰ位于高超声速风洞的扩压器的一级压缩面等值段的后端面；阻拦网Ⅱ位于高超声速风洞的冷却器管道等值段的前端面。设计方法根据试验模型尺寸、重心，试验马赫数、总温、总压参数和气动力系数估算高超声速风洞模型自由飞试验中试验模型及试验模型上的脱落部件的自由飞轨迹、落点和冲击载荷，设计缓冲床、阻拦网Ⅰ和阻拦网Ⅱ。阻拦防护装置及设计方法具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN118446139A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410907673.9
申请日：2024-07-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06F17/12 , G06N3/09 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于机器学习的对流扩散方程梯度演化方法，涉及计算流体力学领域，包括：S1、在一维对流扩散方程中引入修正函数#imgabs0#，以得到附加源项的对流方程组，S2、随机引入不同的函数表达式代入S1的对流方程组中，将计算的结果作为训练数据集；S3、采用训练数据集对符号回归神经网络进行训练，并将修正函数#imgabs1#作为优化自变量，对应的收敛步数作为优化目标函数，得到修正方程#imgabs2#；S4、将#imgabs3#代入对流方程组中完成梯度演化求解。本发明提供一种基于机器学习的对流扩散方程梯度演化方法，将符号回归的机器学习方法运用于对流扩散方程的梯度演化求解上，能将求解效率提高四到五倍。
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公开(公告)号：CN117973268B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410370193.3
申请日：2024-03-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F18/214 , G06N3/0895 , G06F113/08 , G06F111/10 , G06F119/02
Abstract: 本发明属于智能流体力学，公开了一种基于半监督学习的流场多源气动数据融合模型及训练方法。模型融合低、中、高保真气动数据；流场多源气动数据融合模型包括三层，第一层为数据输入层，第二层为两种数据融合层，第三层为三种数据融合层。训练方法包括将与高保真气动数据对应的低保真气动数据作为标签数据输入模型，得到未训练完的模型，称其为初始模型；将没有与高保真气动数据对应的低保真气动数据作为未标签数据输入初始模型，得到伪标签数据；伪标签数据和标签数据输入模型进行训练，得到完成训练的流场多源气动数据融合模型。模型及训练方法将无标签数据用于流场数据处理，解决了信息缺失问题，预测结果更准确，具有更好的泛化能力和性能。
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公开(公告)号：CN117952037B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410329904.2
申请日：2024-03-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 发明属于高速飞行器技术领域，具体涉及一种基于深度学习的高速飞行器气动力工程估算修正方法。建立速飞行器的三维模型，绘制面网格和体网格；划分高速飞行器的不同部位的迎风面、背风面；基于面网格，通过工程估算方法，获得初步估算气动力系数；基于体网格，通过计算仿真CFD，获得最终估算气动力系数；通过三维符号距离场对高速飞行器进行统一描述，得到高速飞行器的外形描述矩阵；搭建神经网络模型，进行神经网络模型训练，获得修正后的气动力系数；高速飞行器气动力工程估算修正方法，通过建立神经网络模型，对高速飞行器气动力的工程估算结果进行修正，使工程估算结果更接近计算仿真结果，解决了工程估算公式选择困难的问题。
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公开(公告)号：CN111360282A
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN202010210719.3
申请日：2020-03-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了高超声速低噪声风洞喷管唇口加工方法。该方法包括以下步骤：装夹，测量唇口工件的厚度并确定唇口长度L，第一次粗车唇口长度L的阶梯台阶，第二次粗车唇口长度L的阶梯台阶，第三次粗车去掉台阶，精车。本发明的高超声速低噪声风洞喷管唇口加工方法采用阶梯车削工艺增加唇口工件的刚性，避免了唇口工件在加工过程中容易变形的问题，同时采用加大吃刀量的方式提高了加工效率，综合加工效率提升了50％。
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