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公开(公告)号：CN117763982A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311557133.4
申请日：2023-11-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , B64F5/00 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，为降低壁面热流，改善进气道的气动热分布，提出并实现能够有效降热的波系重构方法，相比于简单构型进气道，基于波系重构方法设计的激波结构配置与前缘构型能够合理地调配整体激波与局部激波分配，降低高马赫数条件下激波干扰强度，具有较好的高速内流道强波系干扰下的流场重构控制效果。
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公开(公告)号：CN117669159A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311530916.3
申请日：2023-11-16
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种高速流动下评估激光烧蚀的获取方法，建立基于流场与烧蚀双向耦合计算的高精度激光烧蚀模型，实现流场与烧蚀速率同步计算。在解决激光/流场耦合下辐射环境、激光烧蚀结构性能预示、激光烧蚀后流动预示方面具有低成本、精度高、准备时间短等优势，体现先进数值方法以及多物理场耦合创新性，可广泛应用于辐射环境评估、辐射效能仿真等领域。
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公开(公告)号：CN112363524B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202011314570.X
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法，包括步骤一：建立再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型；步骤二：建立固定时间收敛扰动补偿观测器，对再入飞行器的状态以及扰动项进行观测；步骤三：设计积分滑模控制器，在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项，同时采用双层自适应增益策略，对控制增益进行自适应调整。本发明所设计的新型固定时间收敛扰动补偿观测器可以保证观测误差在固定时间内快速收敛至零的领域内，且具有良好的噪声抑制能力，大大提高飞行器的抗干扰能力。
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公开(公告)号：CN115879216A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211430919.5
申请日：2022-11-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/11 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，改善进气道的气动热分布，克服特征线法无法实现粘性计算的限制，突出CFD方法进行精细化设计的优势，能够为内流道气动热优化提供设计支撑。本发明提出并实现内转式进气道激波控制设计方案，相比于简单构型进气道，激波控制设计能够合理地调配整体激波与局部激波分配，降低高马赫数条件下激波干扰强度，具有较好的气动性能与降热综合性能。
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公开(公告)号：CN109460055B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201811280734.4
申请日：2018-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备，属于飞行器设计领域。本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定方法，通过总体参数、弹道数据和气动数据确定各飞行弹道状态点对应的副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数及横航向耦合动态航向稳定性参数，根据确定的参数，通过耦合控制策略确定各满足要求的飞行弹道状态点的控制能力，耦合控制策略充分利用了飞行器横向和航向之间的耦合效应，大大降低了对飞行器控制能力需求，充分挖掘了面对称飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112698569A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202011331216.8
申请日：2020-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/02
Abstract: 一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，包括如下步骤：S1、通过优化确定再入飞行器的最优攻角剖面；S2、倾侧角正弦值采用二次函数形式，按照准平衡滑翔条件确定飞行器的倾侧角剖面；S3、利用飞行器的最优攻角剖面和倾侧角剖面，以期望的再入段终端条件为起点，进行弹道逆向积分，以设定的高度为结束条件，反向积分结束时的飞行器状态即为再入点状态，并记再入飞行段的时间为t1；S4、以飞行器当前状态为初始状态，以飞行器期望再入点为目标点，采用闭路制导方法规划飞行器在大气层外的飞行轨迹，并记大气层外飞行段的时间为t2；S5、调整飞行器的倾侧角剖面中的初始滑翔倾侧角σ0和规划倾侧角剖面参数σmid，即t1+t2＝td。
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公开(公告)号：CN112506218A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202011331200.7
申请日：2020-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于轨迹智能预测的再入飞行器任意禁飞区绕飞方法，针对再入飞行器攻角和倾侧角大小无法改变的特点，给出了再入飞行器轨迹快速预测方法、预测轨迹与禁飞区关系快速判定方法和飞行器倾侧角符号选择逻辑，通过改变飞行器倾侧角的符号，导引飞行器绕过任意形状的禁飞区飞行。本发明使得再入飞行器可以绕飞任意形状的禁飞区，免去了对不规则禁飞区预处理的步骤，使得飞行器的自主性更高；同时避免了由于对不规则禁飞区进行处理而造成的飞行器绕飞区域变大的弊端，使得飞行器在绕飞禁飞区后具有更大的剩余飞行能力。本发明所述的方法计算量小，适合飞行器在线使用。
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公开(公告)号：CN107807543A
公开(公告)日：2018-03-16
申请号：CN201711158818.6
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 严卿 , 欧峰 , 闫旭晟 , 郑平军 , 马婷婷 , 闻悦 , 王飞 , 蔡巧言 , 朱永贵 , 张旭辉 , 张化照 , 邵秋虎 , 赵大海 , 刘岱 , 何朔 , 海尔瀚 , 韩威 , 曾凡文
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于实时状态识别的释放分离自动控制系统和方法，及牵引滑跑试验装置，其中，所述系统包括：导航模块，用于对牵引车的位置信息进行实时解算，得到牵引车的实时速度；显示控制模块，用于根据所述实时速度与分离速度的比较结果发送第一分离控制指令；以及，根据反馈信号发送第二分离控制指令或刹车指令；释放分离模块，用于根据所述第一分离控制指令，采用第一分离策略控制牵引车与飞行器分离；以及，根据所述第二分离控制指令，采用第二分离策略控制控制牵引车与飞行器分离；以及，根据所述刹车指令，采用第三分离策略控制牵引车和飞行器紧急刹车。通过本发明实现了牵引车和飞行器的自动分离，且系统可靠性高。
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公开(公告)号：CN105151277B
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201510527202.6
申请日：2015-08-25
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64C13/00
Abstract: 一种外伸式连杆机构动态热密封装置，包括：连杆(1)、飞行器端面(2)、连杆套筒(3)、连杆套筒移动副(4)；连杆套筒移动副(4)包括滑块结构(41)和槽道结构(42)，滑块结构(41)沿槽道结构(42)上下运动，槽道结构(42)安装在飞行器端面(2)上；连杆套筒(3)安装在滑块结构(41)的圆柱形壳体中，连杆(1)贯穿连杆套筒(3)及滑块结构(41)的圆柱形壳体侧壁，连杆(1)沿连杆套筒(3)进行伸缩运动；连杆(1)带动连杆套筒(3)在滑块结构(41)内转动。本发明有效制约飞行器舱外热流通过外伸连杆开口进入飞舱内，实现对连杆机构的动态热密封，可靠性高、成本低。
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公开(公告)号：CN105151277A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510527202.6
申请日：2015-08-25
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64C13/00
Abstract: 一种外伸式连杆机构动态热密封装置，包括：连杆(1)、飞行器端面(2)、连杆套筒(3)、连杆套筒移动副(4)；连杆套筒移动副(4)包括滑块结构(41)和槽道结构(42)，滑块结构(41)沿槽道结构(42)上下运动，槽道结构(42)安装在飞行器端面(2)上；连杆套筒(3)安装在滑块结构(41)的圆柱形壳体中，连杆(1)贯穿连杆套筒(3)及滑块结构(41)的圆柱形壳体侧壁，连杆(1)沿连杆套筒(3)进行伸缩运动；连杆(1)带动连杆套筒(3)在滑块结构(41)内转动。本发明有效制约飞行器舱外热流通过外伸连杆开口进入飞舱内，实现对连杆机构的动态热密封，可靠性高、成本低。
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