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公开(公告)号：CN119666285A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411727687.9
申请日：2024-11-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明提供了一种大柔性梁结构低比例子模态试验方法，首先取原梁结构长度的一部分建立模型，原型的梁长度尺寸分别是所取子结构梁长度尺寸的2倍、2.5倍、3倍，3.5倍，而原型梁各个位置的截面与子结构梁的截面形状保持一致，原型梁的材料属性与子结构梁的材料属性保持一致；之后将子结构梁以一端固定，一端自由的方式进行夹持；再对子结构梁采用敲击或扫频的方式测量其模态频率；最后依靠给出的模态频率估算公式得到大柔性梁的结构模态，并对进行的几组试验求平均值获得最终的结果。本发明可以使用小尺寸悬臂梁模型估算大尺寸“自由‑自由”状况下的梁的模态频率。
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公开(公告)号：CN117706922A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311648782.5
申请日：2023-12-04
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种宽速域飞行器横航向自适应控制器设计方法及系统，所述方法包括：对于宽速域飞行器的航向运动，对荷兰滚运动模型进行简化得到荷兰滚简化模型，对荷兰滚简化模型中存在的匹配干扰和非匹配干扰分别设计干扰补偿器，对匹配干扰和非匹配干扰采用第一干扰估计器进行实时估计，将第一线性反馈控制器的输出与第一干扰估计器获得的干扰项补偿项组合构成航向的非线性自适应反馈控制律，本发明可以实现宽速域飞行器横航向自适应控制器设计。
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公开(公告)号：CN117631539A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311659253.5
申请日：2023-12-05
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本公开提供了一种无尾布局飞行器的三轴耦合增稳控制方法和装置，方法包括：建立飞行器纵横向耦合控制模型，飞行器纵横向耦合控制模型以飞行器三轴上的操纵量为输入，以飞行器的状态量为输出；对待输入的操纵量进行指令跟踪处理；对指令跟踪处理之后的操纵量进行基于反馈增益控制的运动解耦处理；将运动解耦处理后的操纵量进行操纵解耦处理；飞行器纵横向耦合控制模型基于操纵解耦处理后的操纵量输出增稳控制后的状态量。本公开通过指令跟踪处理和反馈增益控制的“软”交联方式实现无尾布局飞行器的运动解耦处理，通过对阻力式舵面操纵量前馈输入至其他通道的“硬”交联方式实现无尾布局飞行器的操纵解耦处理，更好地满足飞行器飞行任务的要求。
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公开(公告)号：CN119618530A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411753180.0
申请日：2024-12-02
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器模态试验技术领域，尤其是涉及一种飞行器模态试验方法。包括以下步骤：S1.首先在飞行器上选择多组悬吊位置，使用刚性索分别在多组悬吊位置依次进行悬吊，分别测量并记录飞行器的模态频率和振型，选择模态频率最低时对应的悬吊位置为试验悬吊位置；S2.在所述试验悬吊位置处依次使用不同刚度的弹性索进行悬吊，分别测量并记录飞行器的模态频率和振型，选择模态频率最低时对应刚度的弹性索为试验悬吊绳；S3.采用试验悬吊绳在试验悬吊位置处进行悬吊，重复试验，得到飞行器的模态试验数据。本发明提供的方法能够避免悬吊刚度和悬吊位置对试验结果的干扰，试验结果更加准确，更容易建立试验结果标准化。
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公开(公告)号：CN117873147A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311650098.0
申请日：2023-12-04
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G05D1/49 , G05D109/12
Abstract: 本说明书实施例提供了一种宽速域飞行器纵向新型滑模控制器设计方法及装置，该方法包括：将宽速域飞行器短周期运动简化为二阶链式积分系统；基于所述二阶链式积分系统，采用反步法结合滑模面指数趋近律设计攻角控制律并获得期望俯仰角速率信号；基于所述期望俯仰角速率信号，采用反步法结合滑模面指数趋近律设计俯仰角速率跟踪控制律，针对俯仰角速率跟踪控制律中需求的期望俯仰角加速度信号设计动态面进行实时估计；对攻角控制律中的非匹配干扰项和俯仰角速率跟踪控制律中的匹配干扰设计干扰估计器进行估计补偿，形成动态面改进的反步控制和滑模控制相融合的纵向新型滑模控制律。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116484713A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310179994.7
申请日：2023-03-01
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种基于神经网络的尾退分离场景气动建模方法，属于飞行器气动设计领域。首先采用CFD方法数值模拟尾退分离飞行器不同工况下的气动力，建立气动力数据样本集与验证集。然后以样本集为输入，采用多层神经网络深度学习方法，建立非线性气动力模型，研究神经元数、层数等关键参数、优化方法等影响规律，验证尾退分离场景气动模型准确性。通过此模型能够快速预测(计算时间为一秒量级)母弹与子弹气动力，避免了大量的CFD数值模拟工作量(每个工况计算时间为若干小时)，为尾退分离场景中的分离轨迹与安全边界设计提供一种快速的气动力预测手段。
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公开(公告)号：CN116049976A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211652687.8
申请日：2022-12-21
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/06
Abstract: 本发明提供了一种飞行器动态气动建模样本点布点优化方法及系统，该方法包括确定飞行器在单个工况下的运动形式，根据气动建模模拟精度，设定飞行器工况个数及各工况下的采样点数；采用遗传算法对每个工况下的振幅、频率、平衡攻角进行调整，确定所有样本点在研究范围内的均匀程度值；基于所述均匀程度值和设定的迭代次数进行迭代运行，以均匀程度值最小为飞行器动态气动建模样本最佳布点方案。发明采用不同振幅、频率、平衡攻角下的正弦简谐振荡的运动来获取动态气动力，并采用遗传算法对振幅、频率、平衡攻角进行优化，获取最佳的工况组合，以此方法对样本进行布点，能够获取精度更高的气动模型。
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公开(公告)号：CN113919064A
公开(公告)日：2022-01-11
申请号：CN202111151616.5
申请日：2021-09-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本申请公开了一种并联级间分离安全性判定方法、电子设备及介质。该方法可以包括：建立参考坐标系，确定参考线与两个特征点；分别确定临界时间内的安全分离要求；根据两级之间的相对过载加速度，确定安全分离的判定准则；确定简化安全准则，将相对过载加速度坐标系的整个区域进行安全划分；根据数值模拟计算或风洞静态试验获得两级的相对过载加速度，通过区域落点进行安全性判定。本发明通过特征点到参考线的初始垂直加速度来判别分离最终是否安全，采用风洞静态测力实验或数值模拟数据对并联级间安全性进行判定。
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公开(公告)号：CN111967136A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010681371.6
申请日：2020-07-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种内埋武器机弹分离相容性的工程评估方法，包括步骤如下：一、建立分离参考坐标系和弹体坐标系；步骤二、得出内埋武器上任意点M的初始分离速度VZ′0与初始分离加速度aZ′0关系式；三、给定内埋武器与载机之间的最小距离和点火临界时间，得到内埋武器机弹分离相容性的工程评估公式；四、将工程评估公式采用坐标系表示，确定表征内埋武器分离相容性的区域；五、采用静态风洞测力实验或数值模拟数据，计算初始分离时刻的加速度aZ′0，并根据步骤四中划定的相容性区域进行机弹分离相容性判定。本发明的工程评估方法具有简洁直观，便于工程应用，且可以采用静态数据进行预先评估等优点。
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公开(公告)号：CN119903594A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202411828226.0
申请日：2024-12-12
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/084 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种两体分离舵面气动效率建模方法、系统、设备及介质，根据本申请的方法包括：获取不同相对姿态下的飞行器网格，对所述不同相对姿态下的飞行器网格进行数值计算，获得不同相对姿态、相对位移、舵面偏转角下的气动力，进而获得舵面气动效率数据，并将所述舵面气动效率数据进行预处理后按照预设比例划分为样本集和验证集；基于所述样本集对两体分离舵面气动效率预测模型进行训练，获取训练好的两体分离舵面气动效率预测模型；基于所述验证集对所述训练好的两体分离舵面气动效率预测模型进行验证，验证所述两体分离舵面气动效率预测模型的有效性。根据本申请的方案能够快速预测两体分离过程中的舵面气动效率，提高了预测效率。
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