“豆国辉”申请（专利权）人搜索_中国专利权人_发明人_技术持有人_科研专家_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果13个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]基于模糊极限学习机神经网络的气动力模型构建方法-CN202310179975.4在审
发明人：王贵东;王新泽;刘金琨;豆国辉 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2023-03-01 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于模糊极限学习机神经网络的气动力模型构建方法，包括：获取训练集；建立基于高斯基函数特征映射的极限学习机神经网络；极限学习机神经网络中，输入层有m个节点，输出层有n个节点，输入层中每个节点对应的高斯基映射函数为nc个，nc≥1，隐含层有p个节点，p＝m×nc；利用训练集对基于高斯基函数特征映射的极限学习机神经网络进行训练，得到训练后的神经网络，即气动力模型。本发明有效提高了气动力的预测精度，同时可以有效避免严重的过拟合现象。
基于模糊极限学习机神经网络气动力模型构建方法

[发明专利]基于直流电机-负载动力学模型的物理参数在线辨识方法-CN202211689718.7在审
发明人：王贵东;季宁;刘金琨;豆国辉 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-27 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： H02P7/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于直流电机‑负载动力学模型的物理参数在线辨识方法，包括根据直流电机‑负载的动力学特性，得到直流电机‑负载的动力学模型；将直流电机‑负载的动力学模型转换为待辨识物理参数矩阵和电机状态参数矩阵相乘的形式；根据相乘形式的直流电机‑负载的动力学模型，确定自适应在线辨识算法；利用自适应在线辨识算法不断更新待辨识物理参数矩阵估计值，直至待辨识物理参数的估计误差收敛时，完成物理参数的辨识。本发明通过不断更新辨识结果提高了辨识值的精确度，可为直流电机‑负载系统的高性能工作提供强有力保障。
基于直流电机负载动力学模型物理参数在线辨识方法

[发明专利]基于支持向量机的飞行器纵向模型物理参数集员辨识方法-CN202211689697.9在审
发明人：王贵东;季宁;刘金琨;豆国辉 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-27 - 公布日： 2023-05-26 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于支持向量机的飞行器纵向模型物理参数集员辨识方法，包括：根据飞行器的纵向模型，选取飞行器的状态变量；基于飞行器的状态变量以及实际噪声对状态变量产生的影响，将飞行器的纵向模型转化成反馈形式下的模型；将反馈形式下的模型中的待辨识物理参数进行分离，将反馈形式下的模型转换为矩阵相乘形式的模型；利用基于支持向量机的集员辨识算法和矩阵相乘形式的模型，对待辨识物理参数进行集员辨识。本发明能够有效提高精度、收敛速度和泛化性能。
基于支持向量飞行器纵向模型物理参数辨识方法

[发明专利]一种旋成体激光吊舱的离心压气机排气系统-CN202011466806.1有效
发明人：陈广强;豆国辉;刘晓文;李国良;杨云军;周伟江;陈连忠 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-14 - 公布日： 2022-10-18 - 主分类号： F04D17/10 文献下载
摘要：本发明提出了一种旋成体激光吊舱的离心压气机排气系统，包括：离心叶轮和扩压器，密封安装在旋成体激光吊舱的尾气回收室上，所述扩压器与离心叶轮连接；增速器，输出轴用于驱动所述离心叶轮吸入尾气回收室内的尾气；电机，用于驱动所述增速器；头锥，固定在所述离心叶轮上且与离心叶轮同步转动；尾气喷管，安装在所述扩压器上，用于改变尾气流动方向；尾锥，安装在所述尾气喷管的后端，设置有多个导流进气道。通过优化离心叶轮的几何参数，改变流场结构，使离心压气机总压比≥2.1倍，等熵效率≥80％，适用温度273.15K～900K。本发明系统总压比大、适用温度范围广、失速裕度大、效率高和可靠性高。
一种成体激光离心压气排气系统

[发明专利]一种船尾外形旋转弹马格努斯力滚转导数获取方法-CN202010162669.6有效
发明人：石磊;豆国辉;王利 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-03-10 - 公布日： 2022-01-04 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：一种船尾外形旋转弹马格努斯力滚转导数获取方法，主要步骤包括：根据旋转弹几何特征参数和来流条件计算得到等效长度雷诺数、马赫数和几何外形影响因子，最后代入解析估算公式得到全弹的马格努斯滚转导数。本发明针对船尾外形的旋转弹，采用等效长度思想，利用解析估算公式快速高效的得到全弹的马格努斯力滚转导数，相较于非定常计算方法，本发明大大节省了计算资源和计算机时。
一种船尾外形旋转弹马格努斯力滚转导获取方法

[发明专利]一种适用于旋成体外形的来流参数确定方法-CN201611260976.8有效
发明人： 豆国辉;陈广强 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2016-12-30 - 公布日： 2020-07-14 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：一种适用于旋成体外形的来流参数确定方法，(1)建立适用于旋成体外形的表面压力近似模型：首先，确定表面压力计算公式，将表面压力表示为来流动压qc与压力系数Cpi的乘积与来流静压p∞的加和；然后，采用多项式的形式表达所述的压力系数Cpi，多项式因子为飞行攻角α、侧滑角β和来流压力比R；最后，通过多组状态下的旋成体表面测点压力数值拟合或者回归或者最小二乘法，得到上述多项式中的系数；(2)获取飞行试验中的旋成体表面测点压力，根据表面测点压力结合上述近似模型进行反算，得到多项式因子，进而得到来流参数。本发明模型可以用于嵌入式大气数据系统，可以有效提高系统的预测精度。
一种适用于成体外形参数确定方法

[实用新型]一种无人机涵道风扇动力系统-CN201921471796.3有效
发明人：陈广强;石磊;豆国辉;闫溟;周伟江;白鹏 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2019-09-05 - 公布日： 2020-07-14 - 主分类号： F02K3/04 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种无人机涵道风扇动力系统，包括头罩、风扇转子、定子、头锥、垫片、电机和尾锥；电机带动风扇高速旋转，风扇吸入空气并对其进行做功，使气流的总压提高和速度增大。空气进入定子后，切除气流的线速度。气流从尾部高速排出获得推力。通过优化叶片参数，总压比≥1.08倍，等熵效率≥85％。本实用新型系统推重比大、效率高和可靠性高。
一种无人机风扇动力系统

[发明专利]一种无人机涵道风扇动力系统-CN201910838072.6在审
发明人：陈广强;石磊;豆国辉;闫溟;周伟江;白鹏 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2019-09-05 - 公布日： 2019-11-29 - 主分类号： F02K3/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种无人机涵道风扇动力系统，包括头罩、风扇转子、定子、头锥、垫片、电机和尾锥；电机带动风扇高速旋转，风扇吸入空气并对其进行做功，使气流的总压提高和速度增大。空气进入定子后，切除气流的线速度。气流从尾部高速排出获得推力。通过优化叶片参数，总压比≥1.08倍，等熵效率≥85％。本发明系统推重比大、效率高和可靠性高。
总压推重比电机带动风扇等熵效率动力系统风扇转子涵道风扇速度增大吸入空气叶片参数风扇做功垫片排出头罩头锥尾锥切除电机优化

[发明专利]一种嵌入式大气数据传感系统标定方法-CN201611180132.2有效
发明人：陈广强;豆修鑫;豆国辉;周伟江 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2016-12-19 - 公布日： 2019-04-30 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种嵌入式大气数据传感系统标定方法，属于嵌入式大气数据传感技术领域，该风洞试验标定方法，采用超声速风洞对嵌入式大气数据传感系统进行标定。利用纹影技术测量所标定马赫数的台阶波波形和交点位置，根据测量结果设计出嵌入式大气数据传感系统风洞模型的缩比尺寸，安装位置以及试验攻角，确保试验模型在风洞标定过程中，所处的流场位置始终能避开台阶波的影响。该方法还规定了模型加工精度，测压孔安装垂直度，模型安装水平度和测压管路密封检测等多方面的要求。使嵌入式大气数据传感系统标定获得真实的测量精度。该方法的系统标定结果精度高、效率高和可靠性高。
一种嵌入式大气数据传感系统标定方法

[发明专利]一种无人机嵌入式大气数据传感系统-CN201711448946.4在审
发明人：陈广强;豆国辉;田川;周伟江;杨云军 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2017-12-27 - 公布日： 2018-06-22 - 主分类号： G01P13/02 文献下载
摘要：本发明一种无人机嵌入式大气数据传感系统，包括电磁阀、测压管路、绝压传感器、差压传感器和数字信号处理系统；测压管路的一端连接无人机，另一端分为A路和B路，A路测压管直接连接到绝压传感器；B路测压管连接到电磁阀，通过电磁阀再连接差压传感器；数字信号处理系统采集绝压传感器、差压传感器传输过来的信号，对信号进行解算并控制电磁阀的通断。本发明系统测量速度范围广、精度高、效率高和可靠性高。
差压传感器绝压传感器电磁阀数字信号处理系统测压管路测压管嵌入式控制电磁阀一端连接再连接解算通断测量采集传输

[发明专利]一种确定多操纵面飞机近距阶段各操纵面使用优先级的方法-CN201110321591.9无效
发明人：刘艳;高正红;颜世伟;豆国辉 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2011-10-20 - 公布日： 2012-05-02 - 主分类号： B64D31/06 文献下载
摘要：本发明提出了一种确定多操纵面飞机近距阶段各操纵面使用优先级的方法，采用J_δi＝a_LD[(L/D)_δi-(L/D)₀]+a_mR_mδi+a_rlR_rlδi确定同一马赫数和迎角的飞行状态下各操纵面使用优先级，ΔC_mδi为第i个操纵面的俯仰操纵效能；C_L0和C_D0为飞机无操纵面偏转时的升力系数和阻力系数，ΔC_Lδi和ΔC_Dδi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加升力系数和附加阻力系数；RL_δi为第i个操纵面的偏转速率，RL_δ0为基准操纵面的偏转速率。该方法体现出了在近距空战阶段，飞机对升阻特性、操纵面效能和舵机偏转能力的要求，并能够结合要求确定出飞机各操纵面的使用优先级，使得在存在多种操纵方式的情况下，可以选择使用优先级高的操纵面，降低操纵过程中的不利代价，提高飞机近距空战阶段的飞行性能。
一种确定操纵飞机近距阶段使用优先级方法

[发明专利]一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法-CN201110321592.3无效
发明人：刘艳;高正红;颜世伟;豆国辉 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2011-10-20 - 公布日： 2012-03-28 - 主分类号： B64C13/16 文献下载
摘要：本发明提出了一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法，采用J_δi＝R_mδi((L/D)_δi-(L/D)₀)确定同一马赫数飞行状态下各操纵面使用优先级，为第i个操纵面的俯仰操纵效能，ΔC_mδ0为基准操纵面的俯仰操纵效能，基准操纵面为多操纵面飞机中的任意一个操纵面；C_L0和C_D0分别为飞机无操纵面偏转时的升力系数和阻力系数，ΔC_Lδi和ΔC_Dδi分别为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加升力系数和附加阻力系数。本方法体现出了在超视距空战阶段，飞机对巡航能力要求，并能够结合要求确定出飞机各操纵面的使用优先级，使得在存在多种操纵方式的情况下，可以选择使用优先级高的操纵面，降低操纵过程中的不利代价，提高飞机超视距阶段飞行性能。
一种确定操纵飞机视距阶段使用优先级方法

[发明专利]一种确定多操纵面飞机起飞着陆阶段各操纵面使用优先级的方法-CN201110321545.9无效
发明人：刘艳;高正红;颜世伟;豆国辉 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2011-10-20 - 公布日： 2012-03-28 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提出了一种确定多操纵面飞机近距阶段各操纵面使用优先级的方法，采用J_δi＝a_LD[(L/D)_δi-(L/D)₀]+a_mR_mδi+a_rlR_rlδi确定同一马赫数和迎角的飞行状态下各操纵面使用优先级，ΔC_mδi为第i个操纵面的俯仰操纵效能；C_L0和C_D0为飞机无操纵面偏转时的升力系数和阻力系数，ΔC_Lδi和ΔC_Dδi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加升力系数和附加阻力系数；RL_δi为第i个操纵面的偏转速率，RL_δ0为基准操纵面的偏转速率。该方法体现出了在近距空战阶段，飞机对升阻特性、操纵面效能和舵机偏转能力的要求，并能够结合要求确定出飞机各操纵面的使用优先级，使得在存在多种操纵方式的情况下，可以选择使用优先级高的操纵面，降低操纵过程中的不利代价，提高飞机近距空战阶段的飞行性能。
一种确定操纵飞机起飞着陆阶段使用优先级方法

1
共 13 条