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公开(公告)号：CN118966084B
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411443574.6
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G01M9/06 , G06N3/045 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种基于多通道融合的风洞流场状态预测方法，涉及航空航天空气动力试验研究领域，包括：S1、基于Cao式判别法确定时间序列的嵌入维度，以对风洞运行数据进行预处理；S2、基于预处理后的风洞运行数据设计趋势性编码器，基于多头自注意力机制实现短距离内的风洞流场相关性建模，以构建神经网络子模型Ⅰ；S3、基于周期性编码器和多头自注意力模块进行风洞运行数据长周期的相关性建模，以构建神经网络子模型Ⅱ；S4、将神经网络子模型Ⅰ和神经网络子模型Ⅱ中固定参数部分模块进行通道拼接，将拼接后的数据输入到多层感知机和输入模块，进行风洞流场预测。本发明提供一种基于多通道融合的风洞流场状态预测方法，用于提高了流场的预测精度。
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公开(公告)号：CN116086762B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202310203588.X
申请日：2023-03-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 尹疆 , 白本奇 , 林学东 , 曾利权 , 李建强 , 凌忠伟 , 罗太元 , 祖孝勇 , 叶城 , 徐来武 , 蒋明华 , 李聪健 , 田嘉懿 , 黄昊宇 , 刘为杰 , 何川 , 吴琦 , 夏语
Abstract: 本发明属于高速空气动力地面模拟试验设备领域，公开了超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置。该自由射流试验装置沿气流方向依次包括顺序连接的主进气管路与阀门系统、大开角段、稳定段、收缩段、喷管段、试验舱、超扩段、引射器、扩散段和小孔排气段，以及连接气源与引射器的引射进气管路与阀门系统。该三声速自由射流试验装置的试验马赫数范围覆盖亚跨超速域，允许试验模型堵塞度大，高度模拟能力强，具备超声速试验中马赫数实时连续变化能力，能够承担多种类型特殊空气动力学地面试验模拟任务。
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公开(公告)号：CN116086762A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202310203588.X
申请日：2023-03-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 尹疆 , 白本奇 , 林学东 , 曾利权 , 李建强 , 凌忠伟 , 罗太元 , 祖孝勇 , 叶城 , 徐来武 , 蒋明华 , 李聪健 , 田嘉懿 , 黄昊宇 , 刘为杰 , 何川 , 吴琦 , 夏语
Abstract: 本发明属于高速空气动力地面模拟试验设备领域，公开了超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置。该自由射流试验装置沿气流方向依次包括顺序连接的主进气管路与阀门系统、大开角段、稳定段、收缩段、喷管段、试验舱、超扩段、引射器、扩散段和小孔排气段，以及连接气源与引射器的引射进气管路与阀门系统。该三声速自由射流试验装置的试验马赫数范围覆盖亚跨超速域，允许试验模型堵塞度大，高度模拟能力强，具备超声速试验中马赫数实时连续变化能力，能够承担多种类型特殊空气动力学地面试验模拟任务。
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公开(公告)号：CN115015040B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202210948143.X
申请日：2022-08-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01N9/24
Abstract: 本发明公开了一种分体积木和功能分层式结构的多适用型纹影系统，包括设置于风洞试验段右观察口外侧的发射端主镜机构，设置在所述发射端主镜机构的前方一侧的光源发射机构，设置于风洞试验段左观察口外侧的接收端主镜机构，设置在所述接收端主镜机构的前方一侧的接收端机构，所述光源发射机构、发射端主镜机构、接收端机构、接收端主镜机构呈Z字形布局；且所述光源发射机构中设置的光源包括白色光源和不同颜色的多个彩色光源。本发明采用分体积木和功能分层式结构，合理减小设备的外形尺寸，并通过Z字形布局优化光路设计，提高光学系统成像质量，设备整体调试便利，具有空间占用面积小、提高调试效率、保障纹影成像效果、适用性强的有益效果。
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公开(公告)号：CN115016089A
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202210947779.2
申请日：2022-08-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G02B7/00
Abstract: 本发明公开了一种用于分体积木反射式纹影仪的光路快速找准方法，涉及风洞纹影仪技术领域；一种用于分体积木反射式风洞纹影仪的光路快速找准方法，包括以下步骤：步骤一、在风洞的观察段内部设置投线仪；步骤二、分别使第一主镜、第二主镜的中心轴线分别与各侧窗口的中心轴线重合；步骤三、调节第一主镜、第二主镜的偏离角；步骤四、反向调节光源狭缝聚光系统；步骤五、反向调节刀口成像系统；步骤六、将纹影光源切换为连续激光器，并通过连续激光器辅助调节光源狭缝聚光系统，使所述第一主镜投射准直光；步骤七、将连续激光器切换为纹影光源，验证成像效果。本发明具有准确性高、可靠性强、调整效率高的有益效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114608784B
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN202210500199.9
申请日：2022-05-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高速自由射流风洞试验技术领域，公开了一种获取射流风洞超声速射流动态运行压力匹配点的方法。该方法包括以下步骤：在高速自由射流风洞布置静压测点；在高速自由射流风洞的移测机构上安装模型，模型位于初始状态位置；启动高速自由射流风洞；连续调整调压阀门开度，稳定后采集模型位于初始状态位置的数据；将模型变换至第二个状态，稳定后采集模型第二个状态的数据；继续变换模型状态，直至采集所有数据；关闭高速自由射流风洞。本发明的获取射流风洞超声速射流动态运行压力匹配点的方法思路简单、明确，理论依据充分，有助于准确获取试验模型状态变化条件下对应的运行压力匹配点，兼顾了流场均匀性与试验质量效率的要求。
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公开(公告)号：CN114185265B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202210134989.X
申请日：2022-02-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种大型开口射流风洞超声速定总压连续变马赫数控制方法。该控制方法采用总压前馈‑反馈的复合控制策略，前馈控制基于风洞调压阀调压特性曲线簇，根据风洞运行过程中实时喷管型面马赫数和气源压力，计算出喷管型面及气源压力变化所需的调压阀位移的补偿量，消除喷管型面变化和气源压力下降对总压带来的较大干扰；反馈控制采用增量式PID控制，根据总压的实时反馈，不断调节调压阀位移，实现总压闭环控制，抑制风洞运行过程中的随机干扰。该控制方法能够有效消除或抑制大型开口射流风洞超声速连续变马赫数试验过程中喷管型面和气源压力变化对总压控制造成的干扰，提高了总压控制的精准度、快速性及鲁棒性。
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公开(公告)号：CN118331077B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410772679.X
申请日：2024-06-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法，涉及飞行器自动控制研究领域，包括：在立尾受损飞行器横航向失稳失控情况下，基于建立的飞行器动力学模型和考虑发动机推力迟滞的发动机动力学模型，并对两者进行联立设计，确定在立尾受损情况下能实现恢复横航向稳定的最优控制输入。本发明提供了一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法，可在飞行器立尾损毁情况下，利用发动机反推动力进行差动控制，改善飞行器横航向不稳定特性，确保飞行器横航向稳定。
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公开(公告)号：CN118331076B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410772674.7
申请日：2024-06-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种主动增稳的飞行器横航向飞控设计方法，涉及飞行器自动控制研究领域，包括：S100、通过对飞行员或程序设定目标设计平滑指令跟踪曲线以实现设定目标快速跟踪；S200、基于增强扩张状态观测器进行主动补偿以消除被控系统与期望状态干扰，实现姿态稳定控制。本发明提供一种主动增稳的飞行器横航向飞控设计方法，对于飞行员或程序设定目标设计平滑指令跟踪曲线，并基于增强扩张状态观测器主动消除被控系统与期望状态干扰，在实现对于设定目标快速跟踪的同时，提高对于外界干扰和系统自身不确定性的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN118332707B
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410772680.2
申请日：2024-06-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于推力控制飞行的飞行器横航向飞控设计方法，涉及飞行器自动控制研究领域，在飞行器立尾损毁情况下，设计飞控算法利用左右翼下悬挂的发动机反推动力进行差动控制，以保持飞行器横航向的稳定性，实现有效的姿态控制。本发明提供一种基于推力控制飞行的飞行器横航向飞控设计方法，可在飞行器立尾损毁情况下，设计飞控算法利用发动机反推动力进行差动控制，改善飞行器横航向操纵品质，在保持飞行器横航向稳定的同时，实现对于飞行员或程序给出指令的有效跟踪。
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