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公开(公告)号：CN107976296A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711116305.9
申请日：2017-11-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法，包括步骤：(1)、将飞行器角速度动力学方程中转动惯量矩阵的逆与力矩向量的乘积项等效变换成φT(k)θ*形式，并将其进行离散化处理，得到飞行器角速度的差分方程；其中，φT(k)为信号向量，θ*为参数真值向量，所述真值参数向量为包含待辨识气动特性参数的列向量；(2)、建立角速度估计虚拟系统的数学模型，使得角速度估计误差与参数估计误差为φT(k)[θ(k)-θ*]，其中，θ(k)为参数真值向量的估计值；(3)、建立角速度估计误差的回溯性能公式，结合回溯更新律，实时获取φ(k)，采用回溯自适应方法解算θ(k)，使角速度估计误差趋近于0，根据θ(k)的值解算待辨识气动特性参数。该方法计算量更小，对计算机要求更低，具有可操作性。
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公开(公告)号：CN104572312B
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201310498572.2
申请日：2013-10-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于Windows系统下的异构程序交互方法技术领域，具体涉及一种Windows系统下避免读写冲突、保证交互正确进行的基于文件名的异构程序交互方法。包括以下方面：（一）系统中涉及的基本程序：（1.1）界面程序；（1.2）计算程序；（1.3）异构程序。（二）文件名的命名规则。（三）基于文件名的异构程序交互方法实施步骤：（3.1）确定异构程序文件夹目录。（3.2）设定异构程序交互信息。（3.3）P1接收N个信息的步骤。（3.3）P1发送M个信息的步骤。异构程序P1和P2处于对等位置，P2的信息发送和接收与P1的信息发送和接收采用上述同样的方法。本发明与传统的交互方式相比，大大提高了异构程序交互的成功率，保证了异构程序相互协调正确执行。
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公开(公告)号：CN104572312A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201310498572.2
申请日：2013-10-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于Windows系统下的异构程序交互方法技术领域，具体涉及一种Windows系统下避免读写冲突、保证交互正确进行的基于文件名的异构程序交互方法。包括以下方面：（一）系统中涉及的基本程序：（1.1）界面程序；（1.2）计算程序；（1.3）异构程序。（二）文件名的命名规则。（三）基于文件名的异构程序交互方法实施步骤：（3.1）确定异构程序文件夹目录。（3.2）设定异构程序交互信息。（3.3）P1接收N个信息的步骤。（3.3）P1发送M个信息的步骤。异构程序P1和P2处于对等位置，P2的信息发送和接收与P1的信息发送和接收采用上述同样的方法。本发明与传统的交互方式相比，大大提高了异构程序交互的成功率，保证了异构程序相互协调正确执行。
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公开(公告)号：CN106841288A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710178525.8
申请日：2017-03-23
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤一：在第一凹槽上安装超高温陶瓷材料、在第二凹槽上安装第一C/SiC材料，在第三凹槽上安装抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽上安装第二C/SiC材料；步骤二：布置距离几何前缘线不同深度的三个温度传感器；步骤三：通过气动热数值计算得到热流变化，并与超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化进行对比，获得超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在临近空间高超声速条件下的催化特性。本发明根据获取的热响应数据辨识前缘区域热流并结合飞试材料微结构的变化，为翼前缘防热设计提供支撑。
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公开(公告)号：CN116561614A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202211246247.2
申请日：2022-10-12
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F18/24 , G06F18/214 , G06N3/045 , G06N3/0464 , G06N3/094 , G06N3/096 , G06N3/082
Abstract: 本申请提供了一种基于元学习的小样本数据处理系统，该系统包括回归建模模块、数据增强模块、任务分类模块、数据处理模块、目标预测模块。本申请用于解决数据的不平稳问题，增强数据处理算法的泛化能力，同时可以利用少量样本数据和较少的迭代次数微调通用模型，自适应输入数据，从而获取多个特异性生成器，增强数据的多样性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106841288B
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201710178525.8
申请日：2017-03-23
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤一：在第一凹槽上安装超高温陶瓷材料、在第二凹槽上安装第一C/SiC材料，在第三凹槽上安装抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽上安装第二C/SiC材料；步骤二：布置距离几何前缘线不同深度的三个温度传感器；步骤三：通过气动热数值计算得到热流变化，并与超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化进行对比，获得超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在临近空间高超声速条件下的催化特性。本发明根据获取的热响应数据辨识前缘区域热流并结合飞试材料微结构的变化，为翼前缘防热设计提供支撑。
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公开(公告)号：CN104573151A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201310498659.X
申请日：2013-10-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明属于计算机壁面网格点数据处理技术领域，具体涉及一种提高CFD湍流模拟壁面距离并行计算中壁面网格点数据获取通信效率的循环通信方法。包括以下步骤：（1）确定壁面距离计算直接法的原理。（2）确定基于直接法的壁面距离计算流程具体步骤：外循环遍历流场网格点，内循环遍历所有壁面网格点。（3）具体实施：设定流场的分区数、流场网格点集合、壁面网格点集合、待求解流场网格点壁面距离集合；各进程载入流场网格点信息，并构建各分区流场网格点集合；各进程载入壁面网格点信息，并构建各分区壁面网格点集合；各进程构建各分区流场网格点壁面距离集合；各进程并行计算其处理分区流场网格与所有分区壁面网格点集合中网格点的壁面距离。
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公开(公告)号：CN107894778B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201711125083.7
申请日：2017-11-14
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，步骤如下：(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω0，最大角加速度绝对值预设角速度ωswitch，原始目标姿态角θcxt,0，角度单位均采用弧度；(2)根据上述初始角速度ω0，最大角加速度绝对值以及原始目标姿态角θcxt,0，计算目标姿态角θcxt；(3)在每个控制周期，执行如下步骤：(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；(3.2)计算切换姿态角θswitch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θe＝θ‑θcxt；(3.3)设置精控区，在精控区内外采用不同的控制律进行控制。
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公开(公告)号：CN107976296B
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201711116305.9
申请日：2017-11-13
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法，包括步骤：(1)、将飞行器角速度动力学方程中转动惯量矩阵的逆与力矩向量的乘积项等效变换成φT(k)θ*形式，并将其进行离散化处理，得到飞行器角速度的差分方程；其中，φT(k)为信号向量，θ*为参数真值向量，所述真值参数向量为包含待辨识气动特性参数的列向量；(2)、建立角速度估计虚拟系统的数学模型，使得角速度估计误差与参数估计误差为φT(k)[θ(k)‑θ*]，其中，θ(k)为参数真值向量的估计值；(3)、建立角速度估计误差的回溯性能公式，结合回溯更新律，实时获取φ(k)，采用回溯自适应方法解算θ(k)，使角速度估计误差趋近于0，根据θ(k)的值解算待辨识气动特性参数。该方法计算量更小，对计算机要求更低，具有可操作性。
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公开(公告)号：CN107894778A
公开(公告)日：2018-04-10
申请号：CN201711125083.7
申请日：2017-11-14
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G05D1/0808 , G05D1/101
Abstract: 一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，步骤如下：(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω0，最大角加速度绝对值 预设角速度ωswitch，原始目标姿态角θcxt,0，角度单位均采用弧度；(2)根据上述初始角速度ω0，最大角加速度绝对值 以及原始目标姿态角θcxt,0，计算目标姿态角θcxt；(3)在每个控制周期，执行如下步骤：(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；(3.2)计算切换姿态角θswitch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θe＝θ-θcxt；(3.3)设置精控区，在精控区内外采用不同的控制律进行控制。
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