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[发明专利]一种标靶法测量电推力器推力的装置及毫牛级真空羽流气动力测量系统-CN201710735362.9有效
发明人： 蔡国飙;刘立辉;任翔;商圣飞;贺碧蛟 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-08-24 - 公布日： 2018-09-21 - 主分类号： G01L5/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种标靶法测量电推力器推力的装置及毫牛级真空羽流气动力测量系统，该装置包括力测量台架和分别设置在力测量台架上的力标定组件、目标靶组件、平衡靶组件，力测量组件和电磁力组件；标定组件的标定定位销与力测量台架的力测量横梁固定，标定定位销内部固定标定端头，标定端头内部固定标定细丝，标定细丝通过滑轮牵引砝码桶；目标靶组件和平衡靶组件对称于力测量中轴分别固定在力测量横梁上；力测量组件与平衡靶组件相连接，用于监测力测量横梁的力变化量；电磁力组件与力测量横梁相连接，用于对其施力，以抵消力测量横梁的力变化量，消除由推力器质量、推进剂管路等干扰因素带来的测量误差，精度高，结构简单，易于实现。
一种标靶法测量推力装置毫牛级真空流气动力系统

[发明专利]冷却系统和恒温式E×B探针-CN201710839562.9有效
发明人： 蔡国飙;刘立辉;尤凤仪;周浩;贺碧蛟 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-09-18 - 公布日： 2018-09-21 - 主分类号： F03H1/00 文献下载
摘要：本发明涉及电推力器技术领域，尤其是涉及一种冷却系统和恒温式E×B探针。冷却系统包括冷却管路和冷却剂；冷却剂从冷却管路的一端进入，从冷却管路的另一端排出，用于实现对探针本体的冷却；冷却管路上设置有至少一个折弯回路，用于增加冷却剂在冷却管路中的时间。恒温式E×B探针包括探针本体和上述的冷却系统；冷却系统固定设置在探针本体上，用于给探针本体降温，使之保持恒温。本发明提供的冷却系统和恒温式E×B探针，通过在E×B探针上设置冷却系统，使得冷却系统的冷却管路缠绕设置在E×B探针上，给E×B探针进行降温，进而抵消了E×B探针在工作时升高的温度，保证了E×B探针的恒温，进而保证了E×B探针的磁铁磁感应强度的稳定性。
冷却系统恒温探针

[发明专利]一种目标靶组件及适用于毫牛级真空羽流气动力测量系统-CN201710735323.9有效
发明人： 蔡国飙;刘立辉;郑鸿儒;张明星;翁慧焱 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-08-24 - 公布日： 2018-09-18 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种目标靶组件及适用于毫牛级真空羽流气动力测量系统，该组件包括目标靶连接杆、第一绝缘隔热装置、第二绝缘隔热装置、第三绝缘隔热装置和圆形靶；所述目标靶连接杆的第一端与力测量台架的力测量横梁相连接，第一绝缘隔热装置、圆形靶、第二绝缘隔热装置、目标靶连接杆的第二端和第三绝缘隔热装置依次装配连接，第一绝缘隔热装置和第三绝缘隔热装置的安装末端面处于第二绝缘隔热装置的通孔内。本发明中，保证了目标靶与力测量装置的绝缘性和绝热性，实现不同大小范围的气动力测量，可满足不同电推力器的要求，精度高，结构简单，易于实现。
绝缘隔热目标靶连接杆动力测量力测量毫牛力测量装置气动力测量装配连接组件包括第一端绝热性绝缘性末端面推力器横梁台架通孔保证

[发明专利]一种高速时滞飞行器的鲁棒控制方法及系统-CN201810062160.7在审
发明人：刘昊;张健松;蔡国飙;刘德元;赵万兵 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-01-22 - 公布日： 2018-07-06 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种高速时滞飞行器的鲁棒控制方法及系统，涉及自动化控制技术领域，包括：根据飞行器特性建立输入和状态时滞的非线性多输入多输出系统；基于非线性多输入多输出系统将飞行器的状态变量信息反馈至标称控制器和鲁棒补偿器；基于标称控制器，采用静态反馈控制法对状态变量信息进行处理，获取标称控制输入；基于鲁棒补偿器，采用鲁棒补偿控制律对等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入；根据标称控制输入和鲁棒补偿输入获取控制输入，并根据控制输入对飞行器进行控制。本发明可以同时抑制多种干扰对飞行器闭环控制系统跟踪性能的影响，实现全局一致渐进鲁棒稳定性和有界输入有界状态鲁棒稳定性。
飞行器鲁棒标称多输入多输出系统状态变量信息鲁棒稳定性鲁棒控制控制器补偿器时滞自动化控制技术闭环控制系统补偿控制跟踪性能静态反馈输入获取状态时渐进反馈全局

[发明专利]一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制方法和装置-CN201810050230.7在审
发明人：刘昊;张健松;蔡国飙;刘德元;赵万兵 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-01-18 - 公布日： 2018-06-29 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本申请提供了一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制方法和装置，包括：采集飞行器的姿态角，计算姿态角与期望参考姿态角之间的误差；姿态角包括俯仰角和滚转角；设计观测器，根据姿态角误差，期望姿态信息和标称控制信号，生成姿态角速度误差的估计值；设计标称控制器，根据姿态角误差和姿态角速度估计值，更新标称控制信号；设计鲁棒补偿器，根据飞行器输出量，生成鲁棒补偿信号；根据标称控制信号和鲁棒补偿信号，生成控制输入信号。根据控制输入信号，控制所述飞行器姿态。
鲁棒姿态角标称控制信号方法和装置无人飞行器姿态角误差补偿信号输出姿态飞行器控制输入信号飞行器姿态角速度估计角速度误差期望姿态生成控制控制器补偿器俯仰角观测器滚转角输出量采集参考期望更新申请

[发明专利]一种无人飞行器的鲁棒抗风扰位置控制方法和装置-CN201810049761.4在审
发明人：刘昊;张健松;蔡国飙;刘德元;赵万兵 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-01-18 - 公布日： 2018-06-22 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本申请提供了一种无人飞行器抗风干扰位置控制方法和装置，包括：基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，分别确定俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，根据俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；基于设定的偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息和滚转状态信息确定的偏航标称控制信号，以及根据所述偏航参考信号和所述偏航状态信息确定的第一偏航鲁棒补偿信号，根据所述偏航标称控制信号和所述第一偏航鲁棒补偿信号确定飞行器的偏航控制输入信号；根据所述第一俯仰控制输入信号和所述偏航控制输入信号，控制飞行器的飞行姿态。
偏航俯仰鲁棒补偿信号控制信号飞行器方法和装置无人飞行器俯仰控制偏航控制标称航标抗风状态信息确定控制飞行器飞行姿态俯仰状态干扰位置滚转状态位置控制信息确定输出申请

[发明专利]基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及系统-CN201711456318.0在审
发明人：刘昊;彭发醇;蔡国飙;刘德元;赵万兵 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-12-27 - 公布日： 2018-06-08 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明提供了基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及系统，涉及自动化控制技术领域，包括根据姿态信息和四旋翼飞行器旋转运动的动力学模型建立误差模型；构建标称控制器，根据标称控制器对误差模型进行跟踪，获取标称闭环控制系统；构建鲁棒补偿器，根据鲁棒补偿器对误差模型进行不确定性的抑制，获取鲁棒姿态控制信息。本发明具有较好的稳态和动态跟踪性能。
鲁棒四旋翼飞行器误差模型标称装置及系统姿态控制控制器补偿器四元数构建动力学模型建立自动化控制技术闭环控制系统动态跟踪性能姿态控制信息不确定性姿态信息稳态跟踪

[发明专利]地面电推进试验用的双层防溅射分子沉结构及其冷却方法-CN201810031041.5在审
发明人：翁惠焱;苏杨;贺碧蛟;凌桂龙;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-01-12 - 公布日： 2018-05-18 - 主分类号： G01M99/00 文献下载
摘要：本发明提供了地面电推进试验用的双层防溅射分子沉结构，双层防溅射分子沉结构的制冷方法，涉及等离子体空间环境模拟试验设备技术领域。其中，地面电推进试验用的双层防溅射分子沉结构，包括次端防溅射分子沉和端部防溅射分子沉，端部防溅射分子沉和次端防溅射分子沉沿筒体轴向排列，端部防溅射分子沉位于筒体的底端，次端防溅射分子沉位于筒体的内部，筒体用于安装端部防溅射分子沉和次端防溅射分子沉。该发明能够解决现有技术中存在的地面电推进试验的防溅射结构的防溅射能力差的技术问题。
地面推进试验双层溅射分子结构及其冷却方法

[发明专利]一种用于改善诱导轮气蚀性能的螺旋槽壳体-CN201610008953.1有效
发明人：李家文;李欣;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2016-01-07 - 公布日： 2018-05-18 - 主分类号： F04D29/52 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于改善诱导轮气蚀性能的螺旋槽壳体，包括上游管路、泵壳体、套筒、螺旋槽、诱导轮。螺旋槽安装在诱导轮入口处，其旋向与诱导轮相反，套筒用来固定螺旋槽的位置。诱导轮工作时，螺旋槽的存在增强了叶尖间隙的回流，同时螺旋槽会对流体做功，使诱导轮的扬程保持不变或者少量提升。
一种用于改善诱导气蚀性能螺旋壳体

[发明专利]一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法和装置-CN201810050238.3在审
发明人：刘昊;张健松;蔡国飙;刘德元;赵万兵 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-01-18 - 公布日： 2018-05-04 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本申请提供了一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法和装置，包括基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号；基于所述第一俯仰控制输入信号和所述第一滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。
一种无人飞行器分层控制方法装置

[发明专利]一种适用于低温介质的压力扰动装置-CN201610177596.1有效
发明人：方杰;方雪健;杨晨声;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2016-03-25 - 公布日： 2018-04-17 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于低温流体的压力扰动试验装置，包括活塞法兰，活塞帽，活塞，活塞杆，波纹管，波纹管导向环、波纹管壳体，波纹管内法兰，扰动器壳体，从动件，弹簧，偏心轮，轴承。活塞杆套入活塞中，活塞与波纹管之间，波纹管与导向环之间，波纹管与波纹管固定螺母之间固定连接，活塞、活塞杆、波纹管、从动件之间采用相互嵌套连接，活塞及活塞帽部分嵌套在活塞法兰中。在活塞法兰与波纹管壳体之间，波纹管壳体、波纹管内法兰与扰动器壳体之间固定连接。内法兰与从动件之间设置弹簧。衬套与内法兰之间，活塞杆与从动件之间固定连接。偏心轮上设置多个距离偏心轮轴心不等的连接孔，轴通过平键嵌套在偏心轮里。
一种适用于低温介质压力扰动装置

[发明专利]一种无人飞行器的鲁棒最优姿态控制方法-CN201711057280.X在审
发明人：刘昊;张健松;蔡国飙;刘德元;赵万兵 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-11-01 - 公布日： 2018-03-23 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种无人飞行器的鲁棒最优姿态控制方法，包括步骤一给定期望的高度角参考信号ξr(s)和俯仰角参考信号pr(s)；步骤二建立无人飞行器的动力学模型；步骤三设计鲁棒最优姿态控制器，包括设计标称前馈控制器，设计标称二次线性调节控制器和设计鲁棒补偿器；步骤四将控制器应用于无人飞行器，进行姿态跟踪仿真实验。本方法设计的控制器是线性时不变的，在工程应用中易于实现；本方法设计的控制器可以改善直升机的动态和稳态跟踪特性；本方法设计的控制器在大机动和强耦合情况下，可以抑制不确定性、非线性和耦合的影响从而保留期望的性能。
一种无人飞行器最优姿态控制方法

[发明专利]无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器-CN201711101333.3在审
发明人：刘昊;彭发醇;蔡国飙;刘德元;赵万兵 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-11-09 - 公布日： 2018-01-19 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器，涉高速飞行器控制技术领域，包括获取检测的四旋翼飞行器的飞行参数；将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括PD控制器和鲁棒补偿器；将所述PD控制器和所述鲁棒补偿器导入四旋翼飞行器模型中，得到目标控制量；按照所述目标控制量控制所述四旋翼飞行器。本发明提供了一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器，由实现期望跟踪性能的PD控制器和用来抑制不确定性的影响的鲁棒补偿器来控制四旋翼飞行器，控制方法简便易用，实现了良好的动态和稳态跟踪性能。
无人飞行器姿态控制方法

[发明专利]气氧煤油火箭发动机增压输送系统及小型火箭发动机推进剂供给系统-CN201710792060.5在审
发明人： 蔡国飙;刘炳阳;张源俊;戚亚群;梁桐 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-09-05 - 公布日： 2018-01-16 - 主分类号： F02K9/50 文献下载
摘要：本发明涉及火箭发动机推进剂输送系统领域，尤其是涉及了一种气氧煤油火箭发动机增压输送系统及小型火箭发动机推进剂供给系统，增压输送系统包括氧供给系统、燃油供给系统和吹除系统；氧供给系统包括氧贮箱阀门组件、第一截止阀、第一单向阀和第二单向阀；氧贮箱阀门组件、第一截止阀和第一单向阀通过管路依次连通，第二单向阀与吹除系统相连通，第一单向阀的出口与第二单向阀的出口通过同一管路与推力室相连接；燃油供给系统通过与吹除系统相连接后经过管路进入推力室。本方案与液氧煤油火箭推进剂输送系统相比，不需要考虑增压系统气液相变、输送系统低温两相流、发动机预冷等复杂设计，这也使得系统结构的复杂程度和质量将大大降低。
煤油火箭发动机增压输送系统小型推进供给

[发明专利]一种直流‑离心双组元喷嘴的试验工装-CN201710810636.6在审
发明人： 蔡国飙;戚亚群;张源俊;梁桐;刘炳阳 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-09-11 - 公布日： 2018-01-16 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明提供一种直流‑离心双组元喷嘴的试验工装，从左到右依次包括可拆卸连通的气体氧化剂腔室、液体燃料集液腔室和反压腔室；液体燃料集液腔室设置有左右延伸的锥形通孔，锥形通孔连通液体燃料集液腔室与反压腔室；锥形通孔左侧内径大于右侧内径；喷嘴过盈配合安装于锥形通孔中，喷嘴的内腔连通气体氧化剂腔室和反压腔室，喷嘴的螺旋槽连通液体燃料集液腔室和反压腔室。本发明的试验工装，可同时对试验喷嘴和工作喷嘴直接进行测试与标定，保证了两种喷嘴的结构一致性；锥形通孔能够实现喷嘴与液体燃料集液腔室的过盈配合，在降低加工精度的前提下满足密封要求。同时可按要求选用不同延伸长度的液体燃料集液腔室，以满足不同规格喷嘴的试验要求。
一种直流离心双组元喷嘴试验工装