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公开(公告)号：CN114987777B
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202210497946.8
申请日：2022-05-09
申请人： 复旦大学 , 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
摘要： 本发明公开了一种基于多旋翼无人机的低慢小目标侦察反制系统及方法，属于无人机领域，系统包括多旋翼无人机，多旋翼无人机包括机身、安装在机身上的多个机臂、安装在每个机臂上的动力组件以及安装在机身的底面的起落架，机身上还安装有前视视觉模组以及与动力组件通信连接的飞控模组；机身的底面还固定安装有设备支架，设备支架上固定安装有动力电池以及与动力电池电性连接的机载计算平台和变焦探测吊舱，动力电池还与动力组件、前视视觉模组以及飞控模组电性连接，机载计算平台与变焦探测吊舱、前视视觉模组以及飞控模组通信连接。本发明结构简单且设计合理，能够在低人员依赖、复杂环境条件下高效地进行空中低慢小目标侦察和反制工作。
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公开(公告)号：CN118153203A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410305641.1
申请日：2024-03-18
申请人： 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司 , 上海交通大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种基于数据同化的宽速域飞机气动力预测方法，该方法使用精细网格对典型飞机流动结构进行RANS计算；在动量方程中引入源项Q；针对不同工况进行误差计算、并拟合得到每种工况下对应的最优Mc1值；提取流场特征、得到流场特征函数；对流场特征函数中系数进行扰动、使用拉丁超立方采样方法进行抽样并将精细网格计算获得的RANS结果作为真实值进行数据同化；最后将收敛得到的最优流场特征系数添加到TriVC方法中，作为数据同化后的最终模型参数，以预测宽速域飞机在不同流动特征与流动结构下的气动力参数。与现有技术相比，本发明能有效解决无粘快速气动评估不准确、精细化仿真周期长的问题，不仅降低迭代计算量，同时提高预测准确性。
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公开(公告)号：CN118034018A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410051776.X
申请日：2024-01-12
IPC分类号： G05B9/03
摘要： 公开了一种基于自适应机载模型的亚燃冲压发动机传感器容错方法，方法中，基于亚燃冲压发动机自适应机载模型，建立传感器故障判别方案，比较两传感器相对误差和相对误差判断阈值，提高传感器故障诊断置信度；建立发动机燃油容错控制计划，三种控制互为非相似的控制计划采用融合表决方法，避免单一传感器故障引起的限控失灵现象；对传感器容错控制和激波裕度开展仿真验证，证明传感器容错可以满足工程化需求。
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公开(公告)号：CN117872807A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410052303.1
申请日：2024-01-15
申请人： 扬州大学 , 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 本发明公开了一种新的考虑执行器动力学的无模型动态逆控制方法，首先进行非线性系统拆分，然后设计无模型的动态算法MFNDI，根据自适应规律更新所需参数，并将执行器考虑其中，实验仿真结果表明，在控制效能矩阵不确定以及执行器带宽较小的情况下，考虑执行器动力学的无模型的动态逆控制方法可以获得更好的控制效果。该方法可以在飞行过程中出现先验未知扰动时保证系统的稳定性。
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公开(公告)号：CN117592202A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311696327.2
申请日：2023-12-12
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
摘要： 一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法。针对具体的高超声速飞机构型进行高马赫数飞行状态下的绕流流场数值模拟，获得飞机表面边界层及热层结构的空间尺度演化和分布特征。将边界层和热层结构诱导的不可逆熵增结构转换为等效物理堵塞面积，获得飞机等效机身最大物理截面积及截面积变化，以超声速面积律为指导进行修型设计，改变飞机实际机身最大物理截面积及截面积分布。对新获得的外形进行数值模拟计算和远场阻力分解，并与初始外形的流场进行对比，分析横截面积分布变化对波阻和粘性阻力占比的影响，对流场品质不够理想的局部区域，进行进一步的型面优化设计。本发明实现了高超声速飞机宽速域气动布局在高马赫数飞行状态下的进一步减阻设计。
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公开(公告)号：CN117494321A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311578944.2
申请日：2023-11-24
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/14 , G06F113/08 , G06F119/10 , G06F119/14
摘要： 本发明适用于航空、航天飞行器中局部激波干扰严重的高热流密度区域，涉及一种基于等离子体逆向射流的高超声速进气道唇缘降热设计方法，包括由单排气体喷口构成的进气道唇缘模型，其中内部设有等离子体激励器与喷流管道，通过电容放电加热腔内气体使气体从喷口高速喷出，形成控制前端流场的等离子体逆向射流，通过构建唯象能量源项模型对等离子体射流减阻效果进行了数值模拟验证。本发明通过基于等离子体逆向射流的高超声速进气道唇缘降热设计方法，实现逆向等离子体射流改变激波干扰结构，从而降低飞行器进气道唇缘因IV型激波干扰产生的局部超高压力与热流。
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公开(公告)号：CN117163280A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311155945.6
申请日：2023-09-08
摘要： 一种无尾翼身融合布局飞机的可收放边条翼，属于飞行器气动布局设计领域。所述可收放边条翼位于翼身融合布局飞机机身两侧，通过绕轴旋转进行收放。所述可收放边条翼收起状态下的水平投影由三条边线围成。所述水平投影远离机身对称面的外侧边线为弧线，且与机身侧缘棱线重合，所述弧线两端点之间的距离L1＝0.4L，所述弧线靠近机翼翼根的端点与机翼翼根前缘点的距离为L2＝0.02L。所述水平投影后部直边的长度L3＝0.16L。所述的水平投影靠近机身对称面的内侧边线为直线。所述的L为机翼翼根弦线的水平投影长度。本发明增加全机低速大攻角升力的同时，可产生抬头力矩，降低了力矩配平难度。结构简单，可有效降低全机结构重量。
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公开(公告)号：CN117131590A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311000016.8
申请日：2023-08-10
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/18 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本发明公开了一种异形空间曲面结构的冷却流道自寻优设计方法，属于能源动力、航空、航天的热设计领域。包括以下步骤：(1)根据异形空间曲面结构特点，将异形空间曲面结构展开为平面结构，划定平面设计域；(2)在设计域内给出初始值，根据物理场控制方程进行有限元分析；(3)采用伴随法计算灵敏度，基于单元灵敏度信息，采用优化算法，依据优化目标对流道方案进行迭代；(4)将平面流道映射到空间曲面，获得最终的异形空间曲面流道布置方案。本发明方法仅需给定边界条件，采用迭代优化自寻优设计主动冷却流道，流量分布均匀，具有优异的换热性能与较低的流阻特性，可拓展应用于能源动力、航空航天等领域高热流密度下冷却流道设计。
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公开(公告)号：CN116968925A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202311069538.3
申请日：2023-08-24
摘要： 一种热管理系统温度自适应控制方法，属航空领域。通过自适应控制方法实现对热沉流量的动态调度，根据设备的温度及散热量数据采集信息，控制各支路热沉的流量，动态调节热沉的制冷能力。自适应控制方法通过对热沉的动态调度，实现对设备/换热器等装置热沉出口温度的精确控制，防止违反温度约束。自适应控制方法通过控制和优化热量流动过程，保证系统高效运行，可减小热管理系统的尺寸和功率消耗。控制器根据设备、管路上的温度传感器测量结果以及设备工作情况，调控泵的转速、电动流量调节活门开度，使系统具备自适应调控能力。
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公开(公告)号：CN116792781A
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310756246.0
申请日：2023-06-26
摘要： 一种利用低温燃烧的并联式TBCC动力冲压通道跨声速减阻方法，属于高超声速飞行器组合推进系统设计领域。本发明在并联式TBCC动力系统冲压通道燃烧室内设置活化燃料喷注结构，利用高能火花塞进行强迫低温点火，并在燃烧室内已有的火焰稳定器作用下形成相对稳定的低温燃烧。通过稳定的低温燃烧，利用亚声速气流中放热加速效应可大幅提升跨声速工况下冲压通道燃烧室下游尾喷管喉道排气速度，以达到减弱冲压通道跨声速流动壅塞进而显著降低冲压通道阻力的目的。合理的调节和控制低温燃烧位置、强度使得燃烧室内的反压不显著改变上游进气道的溢流。本发明在不对并联式TBCC动力系统提出更高要求的情况下可以大幅度降低冲压通道阻力。
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