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公开(公告)号：CN107817816B
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN201711155266.3
申请日：2017-11-20
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: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种使热环境最优的飞行器飞行攻角的确定方法，该方法通过改变飞行器的飞行攻角，改善飞行器各关键部位表面的热环境，使飞行器各关键部位表面的热环境处于最优状态，即热环境中的热流最小，属于飞行器的飞行控制技术领域。本发明的方法给出一种热环境最优的智能飞行攻角剖面确定方法，以热环境最优为目标，求解某飞行状态下的飞行攻角，为防隔热系统减轻压力，实现适应复杂飞行环境的智能飞行控。
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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：CN106184811B
公开(公告)日：2018-05-22
申请号：CN201610587103.1
申请日：2016-07-22
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
Inventor： 王颖 , 陈敏 , 闵昌万 , 王毓栋 , 黄兴李 , 肖振 , 陈安宏 , 刘全军 , 刘秀明 , 周禹 , 孙超逸 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 李欣 , 肖文 , 陈瞳 , 王少慧
Abstract: 本发明公开了一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法，属于高速面对称飞行器控制领域。通过飞行器气动特性和控制策略的一体化设计，能够在降低对偏航静稳定特性要求的同时，实现飞行器横侧向通道的稳定控制。本发明降低了对偏航静稳定特性的要求，简化了飞行器侧向布局设计，降低了侧向防隔热设计压力，提高了飞行可靠性。
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公开(公告)号：CN107817816A
公开(公告)日：2018-03-20
申请号：CN201711155266.3
申请日：2017-11-20
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: 本发明涉及一种使热环境最优的飞行器飞行攻角的确定方法，该方法通过改变飞行器的飞行攻角，改善飞行器各关键部位表面的热环境，使飞行器各关键部位表面的热环境处于最优状态，即热环境中的热流最小，属于飞行器的飞行控制技术领域。本发明的方法给出一种热环境最优的智能飞行攻角剖面确定方法，以热环境最优为目标，求解某飞行状态下的飞行攻角，为防隔热系统减轻压力，实现适应复杂飞行环境的智能飞行控。
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公开(公告)号：CN103576554A
公开(公告)日：2014-02-12
申请号：CN201310549486.X
申请日：2013-11-07
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: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括：一、实时采集参数；二、获得俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量；获得滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量、偏航力矩系数增量、滚动力矩系数增量；三、获得俯仰常值项偏差；俯仰舵效项偏差；滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差；偏航常值项偏差；偏航稳定项偏差；滚动舵偏诱发的偏航力矩系数偏差；滚动常值项偏差；滚动稳定项偏差；滚动舵效项偏差；四、建立俯仰力矩系数偏差；偏航力矩系数偏差；滚动力矩系数偏差；五、划分三级气动误差模型。本发明可平衡总体设计中各分系统的设计难度，加快总体方案闭合，充分预示飞行试验风险点，为飞行试验后气动误差量值缩小提供参考。
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Patent Agency Ranking
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：CN103576554B
公开(公告)日：2016-05-18
申请号：CN201310549486.X
申请日：2013-11-07
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: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括：一、实时采集参数；二、获得俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量；获得滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量、偏航力矩系数增量、滚动力矩系数增量；三、获得俯仰常值项偏差；俯仰舵效项偏差；滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差；偏航常值项偏差；偏航稳定项偏差；滚动舵偏诱发的偏航力矩系数偏差；滚动常值项偏差；滚动稳定项偏差；滚动舵效项偏差；四、建立俯仰力矩系数偏差；偏航力矩系数偏差；滚动力矩系数偏差；五、划分三级气动误差模型。本发明可平衡总体设计中各分系统的设计难度，加快总体方案闭合，充分预示飞行试验风险点，为飞行试验后气动误差量值缩小提供参考。
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公开(公告)号：CN106184811A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610587103.1
申请日：2016-07-22
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
Inventor： 王颖 , 陈敏 , 闵昌万 , 王毓栋 , 黄兴李 , 肖振 , 陈安宏 , 刘全军 , 刘秀明 , 周禹 , 孙超逸 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 李欣 , 肖文 , 陈瞳 , 王少慧
CPC classification number: B64F5/00 , G05D1/0825
Abstract: 本发明公开了一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法，属于高速面对称飞行器控制领域。通过飞行器气动特性和控制策略的一体化设计，能够在降低对偏航静稳定特性要求的同时，实现飞行器横侧向通道的稳定控制。本发明降低了对偏航静稳定特性的要求，简化了飞行器侧向布局设计，降低了侧向防隔热设计压力，提高了飞行可靠性。
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公开(公告)号：CN119084421A
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411146862.5
申请日：2024-08-21
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 刘国仟 , 孙格靓 , 徐春铃 , 王永海 , 白金泽 , 张敬义 , 姚睿 , 刘晓明 , 李彬 , 周禹 , 檀妹静 , 刘全军 , 王欢欢 , 王璐瑶 , 田川 , 曹占伟 , 刘宇飞 , 付斌 , 董耀军 , 杨鑫鑫
IPC: F16B1/02
Abstract: 本发明涉及一种端头与石英透波罩一体化成型耐高温可靠性连接结构，属于高温可靠连接技术领域；包括球头、端头柄和石英透波罩；其中，球头为轴向水平放置锥体结构，且球头的头端为球体结构；端头柄同轴对接在球头的尾端处；球头和端头柄为一体化结构；石英透波罩为轴向水平放置的锥柱体结构；石英透波罩的轴向尾端设置有锥柱形内腔；石英透波罩的轴向头端设置有与端头柄形状对应的通孔；端头柄沿轴向伸入石英透波罩的通孔中，实现球头与石英透波罩的对接；本发明解决了胶粘接方案在高温下端头和石英透波罩之间由于高温热匹配会发生松动的难题，解决了石英透波罩由于材料本征脆性无法加工可靠连接螺纹孔的难题。
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公开(公告)号：CN112937926A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110182569.4
申请日：2021-02-08
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 闵昌万 , 张鹏宇 , 聂亮 , 陈伟华 , 常志鹏 , 刘全军 , 郑榕 , 王官宇 , 刘秀明 , 刘辉 , 王颖 , 闫颖鑫 , 姜智超 , 李欣 , 肖文 , 侯佳佳 , 孙超逸 , 冯建林
IPC: B64G1/58
Abstract: 本申请公开了一种发汗冷却方法及装置，用于实现发汗冷却介质的高效利用和端头温度的精确控制。本申请公开的发汗冷却方法包括：确定发汗冷却控制模型；确定所述控制模型的参数；根据所述参数和所述控制模型，确定发汗冷却控制律；根据所述发汗冷却控制律，对待冷却部件进行冷却。本申请还提供了一种发汗冷却装置。
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