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公开(公告)号：CN112240768A
公开(公告)日：2021-01-19
申请号：CN202010949831.9
申请日：2020-09-10
Applicant: 西安电子科技大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01C21/16 , G01C21/20 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06K9/46 , G06K9/62 , G06T7/50 , G06T7/62 , G06T7/80
Abstract: 本发明属于无人驾驶技术领域，公开了一种基于Runge‑Kutta4改进预积分的视觉惯导融合SLAM方法，用于解决现有视觉ORB‑SLAM2方法在快速运动、环境特征稀疏等场合存在的定位精度低、鲁棒性差等问题的技术问题；实现步骤为：输入双目图像对信息；输入IMU信息；对双目图像进行预处理；利用Runge‑Kutta4算法对IMU进行预积分；系统初始化；联合状态估计；滑动窗口局部优化；回环检测与全局位姿图优化。本发明可以在不同难度等级的场景中有效地进行定位估计和地图创建，与原视觉ORB‑SLAM2方法相比，本发明的方法具有更高的定位精度，可用于无人系统导航、虚拟现实等技术领域。
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公开(公告)号：CN109334974A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811270771.7
申请日：2018-10-29
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: 一种控流型冲击发汗冷却头锥，包括：多孔头锥，控流锥芯；多孔头锥为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯为圆锥，所述控流锥芯插入所述多孔头锥的锥形盲孔，所述控流锥芯头部和多孔头锥锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯的大端连接飞行器下游舱段。本发明利用发汗冷却和冲击冷却原理，降低飞行器头锥部位温度，使其不产生烧蚀变形，满足飞行器长时间、远距离、可重复使用的要求。
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公开(公告)号：CN117168998A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202310883898.0
申请日：2023-07-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种柔性翼面的力热联合试验方法，属于测量测试技术领域，包括如下步骤：S1、对柔性翼面底部支撑托架进行固支；S2、在柔性翼面的上、下表面分别布置石英灯和气囊；气囊表面耐热温度大于加热条件的最高温度；S3、在柔性翼面的上表面布置位移传感器，在外翼前缘粘贴高温应变片；S4、通过气囊充气对柔性翼面下表面进行静力加载；S5、通过石英灯对柔性翼面的上表面进行加热；S6、按照预定方案对柔性翼面进行逐级加温，最终达到试验条件；S7、记录测点数据，得到试验曲线；S8、对试验数据进行分析，验证柔性翼面是否满足要求，完成力热联合试验，解决了现有技术无法同时实现柔性翼面表面外压加载和加热，影响试验结果准确性的问题。
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公开(公告)号：CN111835445B
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202010622003.4
申请日：2020-06-30
Applicant: 西安理工大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: H04B17/391
Abstract: 本发明提供了一种动态等离子体鞘套信道幅度和相位联合的建模方法，首先同时输入动态等离子体鞘套信道的幅度和相位；然后将幅度和相位画在二维的平面内，且将二维平面划分为面积相同的若干个区间，若某一区间存在数据则定义为马尔科夫链信道状态，并记录此信道状态在平面内的位置；求解马尔科夫信道各起始状态的概率和状态之间的概率转移矩阵，并进行马尔科夫链仿真，得到预测的状态序列；将产生的状态序列还原到平面区间的位置，区间位置对应的横纵坐标范围就是信道模型预测出的范围，从区间内取出任意一个点当作当前时刻的信道特性。本发明建立的信道模型更加完整的描述信道对信号的影响，可以同时模拟出信道对信号幅度和相位的影响。
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公开(公告)号：CN109334974B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201811270771.7
申请日：2018-10-29
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: 一种控流型冲击发汗冷却头锥，包括：多孔头锥，控流锥芯；多孔头锥为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯为圆锥，所述控流锥芯插入所述多孔头锥的锥形盲孔，所述控流锥芯头部和多孔头锥锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯的大端连接飞行器下游舱段。本发明利用发汗冷却和冲击冷却原理，降低飞行器头锥部位温度，使其不产生烧蚀变形，满足飞行器长时间、远距离、可重复使用的要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107226199A
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201610170148.9
申请日：2016-03-23
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
CPC classification number: B64C25/10 , B64C1/1407
Abstract: 本发明属于水平起降高超声速飞行器技术领域，具体涉及一种水平起降飞行器起落架舱门/体襟翼一体化装置。本发明包括机体、前舱门体襟翼、后舱门体襟翼和主起落架。主起落架布置在飞行器机体质心附近，将飞行器主起落架舱门横开，前、后舱门开启后作为前舱门体襟翼和后舱门体襟翼。本发明解决了现有水平起降高超声速飞行器难以同时保障良好的高速飞行性能和良好的低速飞行性能的技术问题，实现利用舱门对飞行器进行辅助控制的功能，提升了飞行器的控制能力。
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公开(公告)号：CN113939072B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202111470161.3
申请日：2021-12-03
Applicant: 西北工业大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种激波聚焦电火花射流激励器,包括首尾依次连通的等离子体激励管、激波转变管、激波聚焦管。本发明中的激波聚焦电火花射流激励器是对普通激波管的改进，将普通激波管的初始低压段腔体外形改变成光滑收缩形状。激波聚焦电火花射流激励器的内部腔体结构包括三个部分：等离子体激励区、激波转变区和激波聚焦区，其内部腔体在垂直于水平轴线方向(射流方向)的截面为一系列直径不同的圆形，这种管体结构使得激波在收缩段腔体内运动过程中逐步聚焦，激波强度增大，可以在不改变放电激励能量的情况下大幅提高射流的速度和能量。
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公开(公告)号：CN115520373A
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202210989803.9
申请日：2022-08-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种控制飞行器机翼后缘流场气流流向的射流控制机构，属于飞行器控制技术领域，包括前缘引气、壳体、导流片、流量控制片、Coanda后缘、射流方向控制片、射流调节系统和传动系统组件，还包括辅助射流控制系统和辅助射流控制阀；射流控制机构沿飞行器翼型弦线方向设置，前缘引气和壳体同轴设置；射流调节系统设置在前缘引气中靠近壳体的一侧，传动系统组件的活动端连接流量控制片；射流方向控制片与导流片连接，远离前缘引气的一端设置有气体出口；辅助射流控制系统、辅助射流控制阀和Coanda后缘对称设置在射流方向控制片的内部空腔中。本发明解决了现有技术无法实现“虚拟舵面”控制的问题，将射流控制机构技术应用到了高速飞行器机翼内。
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公开(公告)号：CN114750947A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210146185.1
申请日：2022-02-17
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 赤丰华 , 曹粟 , 李波 , 张孝南 , 吉申莘 , 武猛 , 郭晓明 , 惠向阳 , 高世琦 , 滕锐 , 焦子涵 , 李铮 , 杨浩 , 薛铮 , 刘宇飞 , 梅杰 , 陈鑫 , 赵楠 , 王哲 , 卢志鎏
Abstract: 本发明提供一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机，构成该无人机包括：头部螺旋桨、螺旋桨驱动电机、折叠机翼、机翼作动电机、机身、可充电电池、电磁感应发电装置；所述头部螺旋桨位于所述机身头端；所述折叠机翼位于所述机身侧壁两侧；所述螺旋桨驱动电机为所述头部螺旋桨提供驱动力；所述机翼作动电机为所述折叠机翼的展开或者折叠提供驱动力；所述可充电电池为所述螺旋桨驱动电机和所述机翼作动电机提供电能；所述电磁感应发电装置用于为所述可充电电池充电。
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公开(公告)号：CN113657593A
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN202110875984.8
申请日：2021-07-30
Applicant: 西安理工大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 一种基于BP神经网络的等离子体参数诊断方法，包括以下步骤：步骤1，数据采集；步骤2，数据预处理；步骤3，数据导入与划分；步骤4，构建网络模型；步骤5，模型训练；步骤6，模型测试及评估；通过Adam梯度下降优化算法，自适应学习率调整策略及交叉验证等方法，充分利用全部频点信息，将BP神经网络与等离子体电子密度相结合，通过反射系数幅度和相位对电子密度进行预估诊断。
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