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[发明专利]基于主动流动控制技术的飞翼布局飞行器航向控制装置-CN201710617961.0有效
发明人：史志伟;朱佳晨;耿玺;董益章;周志鹏;孙琪杰 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-07-26 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： B64C15/02 文献下载
摘要：本发明公开一种基于主动流动控制技术的飞翼布局飞行器航向控制装置，包括涵道风扇、进气道、上表面前端出气口、上表面后端出气口、后方出气口、下表面前端出气口、下表面后端出气口、后方出气口以及气流导引片，所述涵道风扇和进气道通过螺丝固定在一起，气流导引片布置在飞翼布局飞行器航向控制装置内部的前端和后端。本发明能够通过不同的吹气激励形式，有效实现飞翼布局飞行器的航向控制。本发明的优点：可以代替传统飞翼布局飞行器航向控制部件‑‑开裂式阻力方向舵，实现航向控制的无舵化，且主动流动控制装置的响应速度更快，结构更简单，重量更轻，便于安装和维护。
基于主动流动控制技术布局飞行器航向装置

[发明专利]气流流动方向可变的电弧放电激励器装置及工作方法-CN202210246317.8在审
发明人：史志伟;孙志坤;孙琪杰;孙全兵;殷镇权 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-03-14 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： B64C23/00 文献下载
摘要：本发明公开一种气流流动方向可变的电弧放电激励器装置及工作方法，包括脉冲电源装置、电极和激励器主体，电极设置在激励器主体上并与脉冲电源装置电连接，激励器主体包括支撑壳体、永磁体组件、传动组件和角度调节件，永磁体组件放置在支撑壳体内，永磁体组件两侧设置有延伸至支撑壳体外的伸出轴，传动组件安装在支撑壳体内，角度调节件与传动组件一端触接，传动组件另一端与永磁体组件的伸出轴触接，工作时，所述角度调节件转动驱动传动组件转动，所述传动组件转动驱动永磁体组件组件转动进而实现气流流动方向的改变。本发明在不额外消耗能源的情况下，通过不同特性非金属材料零件之间的机械传动以及永磁体实现射流方向的偏转。
气流流动方向可变电弧放电激励装置工作方法

[发明专利]基于等离子体合成射流激励器的自适应激励控制系统-CN201711379222.9有效
发明人：董昊;李铮;史志伟;孙琪杰;宋天威;魏晨瑶;姚世勇;初洪宇 -专利权人：南京航空航天大学;北京临近空间飞行器系统工程研究所
申请日： 2017-12-20 - 公布日： 2020-12-22 - 主分类号： B64C23/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于等离子体合成射流激励器的自适应激励控制系统，包括等离子体合成射流激励器、外壁面压力传感器、腔内压力传感器、电脑、高压电源、高压气源和气流阀门。技术特征在于：根据外流场情况，自适应调节等离子体合成射流激励器的激励效能。本发明应用范围广、响应速度快、可以更好地挖掘出等离子体合成射流激励器的激励效能，实现对外流场最优的主动流动控制。
基于等离子体合成射流激励自适应控制系统

[实用新型]基于主动流动控制技术的飞翼布局飞行器航向控制装置-CN201720913208.1有效
发明人：史志伟;朱佳晨;耿玺;董益章;周志鹏;孙琪杰 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-07-26 - 公布日： 2018-07-13 - 主分类号： B64C15/02 文献下载
摘要：本实用新型公开一种基于主动流动控制技术的飞翼布局飞行器航向控制装置，包括涵道风扇、进气道、上表面前端出气口、上表面后端出气口、后方出气口、下表面前端出气口、下表面后端出气口、后方出气口以及气流导引片，所述涵道风扇和进气道通过螺丝固定在一起，气流导引片布置在飞翼布局飞行器航向控制装置内部的前端和后端。本实用新型能够通过不同的吹气激励形式，有效实现飞翼布局飞行器的航向控制。本实用新型的优点：可以代替传统飞翼布局飞行器航向控制部件‑‑开裂式阻力方向舵，实现航向控制的无舵化，且主动流动控制装置的响应速度更快，结构更简单，重量更轻，便于安装和维护。
出气口飞翼布局飞行器航向控制装置主动流动控制本实用新型航向控制进气道涵道风扇气流导引上表面下表面便于安装螺丝固定有效实现方向舵开裂式吹气响应维护

[发明专利]基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统-CN201711127037.0在审
发明人：龚正;付军泉;史志伟;陈杰;王子安;孙琪杰 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-11-15 - 公布日： 2018-06-08 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明公开了基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统，涉及飞机模型辨识技术领域，能够真实模拟飞机飞行状态，得到准确气动导数。本发明包括：风洞自由飞试验系统，所述风洞自由飞试验系统对飞机模型进行自由度释放试验，获取试验数据。对获得试验数据进行解析，得到飞机的姿态和角速度信息，建立相应的动力学模型，并确定其中的未知参数，然后采用基于极大似然法的输出误差法，将计算所得状态量，即相应的姿态角和角速度，和试验测得姿态角和角速度代入目标函数及其导数，通过迭代计算，不断优化目标函数，并使其导数达到最小值，确定此时的未知参数值就是辨识结果。本发明辨识过程简单，模型精度高，提高了模型参数获取的便捷性。
风洞辨识气动导数试验飞机模型试验数据试验系统姿态角自由导数飞机飞行状态优化目标函数动力学模型角速度信息自由度释放辨识结果迭代计算模型参数目标函数输出误差未知参数真实模拟便捷性状态量解析飞机