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[发明专利]一种有推力上限的航天器追逃防博弈控制方法-CN202310960512.1在审
发明人：李一峰;党朝辉;梁曦;陈升泽;陈亦冬 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-08-01 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种有推力上限的航天器追逃防博弈控制方法，属于航天器技术领域，控制方法包括获取追击星和防御星的航天器追逃防博弈参数；使用获取的追击星和防御星的航天器追逃防博弈参数，建立有推力上限的航天器追逃防博弈问题模型；对有推力上限的航天器追逃防博弈问题模型进行求解得到追击星和防御星的双方最优控制律；通过双方最优控制律，将有推力上限的航天器追逃防博弈问题转化为两点边值问题；使用求解工具对两点边值问题进行求解，得到追击星和防御星的状态轨迹；根据追击星和防御星的状态轨迹，调整防御星的运动轨迹。能够及时调整防御星的运行路径，使得防御星具有更强的机动能力，拦截追击星更加精确。
一种推力上限航天器追逃防博弈控制方法

[发明专利]含轴对称缺陷的功能梯度材料圆柱壳结构屈曲分析方法-CN202211414629.1在审
发明人：李克诚;肖凯;尹进;吴迪;刘维玮;苏玲;王月;刘赛;姚宇地;郭爱民;徐方舟;顾春辉;唐青春;宋春雨;徐奎;胡玉龙;陈亦冬;何朔;张鑫桥 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2022-11-11 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： G16C60/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种含轴对称缺陷的功能梯度材料圆柱壳结构屈曲分析方法，包括根据轴对称缺陷的位置和个数，将圆柱壳结构划分为多个区域；基于多个区域提出连续性假设，得到相容性条件；所述连续性假设包括，位移连续、转角连续、弯矩连续、剪力连续、轴向内力连续和等效扭力连续；在拉格朗日体系下推导得出无缺陷圆柱壳的屈曲控制方程；将无缺陷圆柱壳屈曲控制方程导入哈密顿体系下进行求解，分别得出各区域屈曲模态的表达式；基于所提出的屈曲模态等效假设、相容性条件、固支边界条件和各区域屈曲模态的表达式，得到各区域的屈曲模态；将多个区域的屈曲模态组合，得到圆柱壳结构的屈曲模态。本发明具有简单、快速、高效的特点，有利于工程实用化。
轴对称缺陷功能梯度材料圆柱结构屈曲分析方法

[发明专利]一种飞行器金属结构舵面模态优化方法-CN202211394122.4在审
发明人：姚宇地;吴迪;尹进;刘赛;刘维玮;肖凯;苏玲;王月;郭爱民;李克诚;顾春辉;徐方舟;陈飞;陈誉仁;石硕;韩旭;张鑫桥;何朔;陈亦冬;邱丰 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2022-11-08 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞行器金属结构舵面模态优化方法，包括：建立基于舵面结构参数的舵面有限元模型；建立舵面的模态理论公式；建立约束条件，所述约束条件包括模态约束；以重量最小为优化目标，以舵面参数为设计变量，利用所述约束条件对舵面有限元模型进行优化，得到优化后的舵面结构参数，根据优化后的舵面结构参数确定舵面结构。本发明提高了计算精度、减少了计算时间。
一种飞行器金属结构舵面模态优化方法

[发明专利]一种多孔防热材料超高速冲击损伤分析方法-CN202211255840.3在审
发明人：陈韬;屈强;吴勇军;辛健强;陈景茂;董永朋;徐腾飞;刘久周;刘鑫;任冲;尹琰鑫;王润;杨旭堃;彭锦龙;张青青;刘晋;庞科技;韩旭;陈亦冬;刘莉 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2022-10-13 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： G16C60/00 文献下载
摘要：一种多孔防热材料超高速冲击损伤分析方法，属于可重复使用飞行器热防护领域。首先设置初始材料参数，基于离散元方法建立多孔防热材料模型，根据模拟的多孔材料的密度和材料组分计算给定尺寸计算域中各类颗粒微元的数量，在计算域中按随机位置、方向生成指定数量和参数的颗粒。将多孔材料骨架模型中的纤维颗粒微元或其它非规则颗粒微元替换为球形颗粒的组合，球形颗粒之间采用第一联结键联结，纤维颗粒微元之间烧结采用第二联结键模拟，生成多孔防热材料模型，开展空间碎片撞击多孔防热材料仿真计算，评估受空间碎片超高速撞击后的多孔防热材料力学性能退化规律。本发明所建立的模型精度高，计算稳定性好。
一种多孔防热材料超高速冲击损伤分析方法

[发明专利]一种基于仿真和试验数据混合驱动的结构性能预测方法-CN202111265826.7有效
发明人：尹进;吴迪;刘维玮;郭爱民;王月;苏玲;肖凯;刘赛;姚宇地;王悦;熊艳丽;李晓乐;彭波;贾磊;陈亦冬;邱丰;韩旭;石铄;王锦锋;崔娴娴 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2021-10-28 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于仿真和试验数据混合驱动的结构性能预测方法，在静力试验中，将有限测量数据和仿真数据结合，建立融合模型，利用大量仿真数据和少量试验数据来提高混合数据构造的代理模型精度，发展变保真度模型构建方法，实现结构状态场重构，通过利用多精度深度神经网络模型，自适应的学习试验数据和仿真数据之间的线性和非线性关系，实现空间维度上的健康预测。在健康监测试验中，利用优化算法对融合模型进行修正，所构建的融合模型融合了健康监测数据，能够反映结构真实物理状态，实现时间维度上的健康预测。本发明充分考虑飞行器的静动力特性和复合材料损伤演化过程与参数变化规律，研究反映结构实时损伤状态和载荷历程的集成多物理量、多参量高保真仿真过程。通过试验数据不断修正有限元模型参数，使得所建立数字原理样机能够对结构的多物理场环境下的力学响应和损伤扩展过程进行高精度映射。
一种基于仿真试验数据混合驱动结构性能预测方法

[发明专利]一种控制舵结构非线性热模态分析方法-CN202111301725.0有效
发明人：刘久周;刘鑫;陈韬;辛健强;屈强;张翔;吴勇军;陈景茂;杨勇;洪文虎;杨旭堃;王静;尹琰鑫;彭锦龙;李秀涛;张青青;耿钧;陈亦冬;胡君怡;崔娴娴 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2021-11-04 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开了一种控制舵结构非线性热模态分析方法，在线性模态概念的基础上，引入非线性模态的概念，将非线性模态定义为非线性保守自治系统所有自由度同时达到位移最大或平衡位置的振动状态。克服了传统模态分析无法考虑结构非线性因素、无法直接求解结构非线性模态信息的不足，在无需花费大量计算成本求解结构非线性响应的情况下获得控制舵结构的模态频率及模态阻尼随模态幅值的变化规律，实现控制舵结构非线性热模态的高效求解，满足控制舵结构非线性热模态模态分析需求。
一种控制结构非线性热模态分析方法

[发明专利]一种适用于中小型无人机的复合材料整体机翼及成型方法-CN202111284798.3在审
发明人：顾春辉;张帆;吴迪;尹进;李丹圆;李晓乐;肖凯;宋春雨;邓云飞;吴迪;成磊;陈飞;崔占东;程锋;陈亦冬;姚纳新;王悦;王金昌;崔娴娴;李洋 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2021-11-01 - 公布日： 2022-05-31 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于中小型无人机的复合材料整体机翼，整体机翼采用双梁夹层结构方案，为蒙皮+整体骨架构型，机翼蒙皮分为上下两块整体共固化蒙皮，机翼整体骨架由整体骨架泡沫夹芯与整体骨架层压板构成，沿弦向布置前梁和后梁承受弯矩及剪力，沿展向布置两个纵向肋与前后梁组成翼盒承受载荷，确保结构具有足够的强度和刚度；翼身连接采用四点连接销+左右旋锁紧连杆方案，利用工装定位翼身连接孔位，进行翼身连接孔预制，能够满足单独钻孔机翼的快速拆卸及可互换性。本发明还公开了一种整体机翼的一体成型的方法。本发明能够满足结构承载、功能等使用条件，且具备低成本和高可维护性特点。
一种适用于中小型无人机复合材料整体机翼成型方法

[发明专利]航天器与交会部的远程制导方法及远程制导装置-CN202111071568.9在审
发明人：赵建博;晁鲁静;闫波;曾发;贲勋;倪越;梁曦;袁江;陈亦冬 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2021-09-14 - 公布日： 2021-12-03 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明涉及航天器交会制导技术领域，尤其为一种航天器与交会部的远程制导方法及远程制导装置，包括：获取航天器在飞行过程中的运动状态，所述航天器沿预设轨道航行；地面获取交会部的位置与速度，并将所述交会部的位置与速度输送至所述航天器，确定所述航天器和所述交会部之间的相对距离；若所述相对距离超过预设距离阈值时，则基于所述航天器的运动状态进行模型的静态规划，以确定所述航天器进入至与所述交会部的自主制导范围；若所述航天器进入自主范围内，则触发所述航天器朝向所述交会部自主制导。
航天器交会远程制导方法装置

[发明专利]一种X型复合材料火箭级间段或箱间段连接结构-CN201811393547.7有效
发明人：顾春辉;成磊;姚世东;徐方舟;吴迪;唐青春;张帆;许健;田甜;李丹圆;张涛;陈亦冬;崔占东;李一帆;张庆利 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2018-11-21 - 公布日： 2021-09-07 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：一种X型复合材料火箭级间段或箱间段连接结构，包括多个X型级间段/箱间段连接件(1)、前贮箱后短壳(2)、后贮箱前短壳(3)，前贮箱后短壳(2)与前箭体/贮箱结构(5)一体焊接成型，后贮箱/箭体前短壳(3)与后箭体/贮箱结构(4)一体焊接成型。8个X型级间段/箱间段连接件(1)的前端和后端分别与前贮箱后短壳(2)、后贮箱前短壳(3)通过抗剪螺栓机械连接，解决现有火箭级间段/箱间段、深空探测推进飞行器箱间段的连接问题，实现低温推进飞行器前后贮箱间低热导率、进一步提升结构效率以及良好的可装配工艺性。
一种复合材料火箭级间段箱间段连接结构

[发明专利]耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法-CN201611161462.7有效
发明人：苏玲;王悦;刘维玮;吴迪;王月;郭爱民;姚宇地;陈飞;曾亮;邓云飞;陈亦冬;徐喆;李丹圆;张涛 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-12-15 - 公布日： 2020-06-09 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法，首先建立耐高温复合材料在各失效模式下的破坏机理模型，然后根据破坏机理模型建立耐高温复合材料元件损伤分析方法，对元件损伤响应进行分析，并通过实物试验对元件损伤分析方法进行修正，进而获得元件损伤响应规律，结合元件间理想连接关系，利用有限元方法对不同载荷工况下构件损伤响应进行分析，通过实物试验修正元件间连接关系，根据修正后元件间连接关系和元件损伤响应规律，利用有限元分析方法对组件、部段以及飞行器损伤响应进行分析，完成虚拟试验验证。本发明实现了复合材料结构件多层级多修正的虚拟试验验证方法，降低了验证周期和成本，提高了验证准确度。
耐高温复合材料结构失效模式损伤机理验证方法

[发明专利]一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统-CN201711100046.0有效
发明人：顾春辉;王悦;宋春雨;李丹圆;陈亦冬;张晓帆;姚宇地;苏玲;成磊;唐青春;李一帆;张帆;徐喆 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2017-11-09 - 公布日： 2019-06-18 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统，包括机身(1)、机翼(2)、上尾翼(3)、下尾翼(8)、副翼(28)；机翼(2)位于在机身上蒙皮(12)中部，与机翼机身连接框(15)固定，机翼(2)安装副翼(28)；上尾翼(3)安装在机身上蒙皮(12)尾锥段并与尾翼安装框(16)固定连接，上尾翼(3)上安装方向舵；下尾翼(8)安装在尾锥下蒙皮(6)上并与下尾翼安装框(7)固定。本发明除极少数承受冲击载荷结构外，所有主承力结构均采用复合材料，与以往该类型无人机结构技术相比，巧妙地利用了复合材料的材料特性，满足小型高速无人机全复合材料结构承载、功能要求，低成本、高可维护性。
一种可维护性无人机复合材料结构系统

[发明专利]一种适用于轨道飞行器的有效载荷空间舱结构-CN201611163100.1有效
发明人：张帆;刘维玮;彭波;贾磊;吴迪;顾春辉;崔占东;崔深山;唐青春;许健;张晓帆;张庆利;孔文秦;陈亦冬;于海鹏 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-12-15 - 公布日： 2019-05-24 - 主分类号： B64G1/22 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于轨道飞行器的有效载荷空间舱结构，包括舱体和舱门，舱门连接在舱体上，舱门对舱体实现开启和闭合，舱门为两扇对称对开式结构，每扇舱门包括内蒙皮、外蒙皮、主承力梁、蜂窝芯子、加强筋以及热防护结构，蜂窝芯子位于内蒙皮、外蒙皮之间，在蜂窝芯子与外蒙皮的接触位置上开设导流槽，在蜂窝芯子之间布置加强筋，加强筋连接在两个主承力梁，主承力梁上均布设置三个舱门锁，两扇舱门闭合时实现互相锁紧；热防护结构设置在外蒙皮上，采用交错布局，热防护结构表面自然环境下水汽回吸量≤0.15％。使有效载荷舱门结构刚度高、结构的兼容性、密封性好，同时满足整体化、轻质化要求。
舱门蜂窝芯子外蒙皮热防护结构主承力梁加强筋舱体有效载荷空间轨道飞行器内蒙皮对开式结构闭合舱门结构接触位置均布设置密封性好有效载荷闭合时舱门锁导流槽兼容性轻质化整体化回吸锁紧自然环境对称交错下水

[发明专利]一种应变传感器、结构监测系统及制造方法-CN201811280727.4在审
发明人：田甜;代京;王悦;王福德;梁晓康;顾春辉;许健;吴迪;李晓乐;张帆;李丹圆;成磊;陈亦冬;唐青春;彭扬 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2018-10-30 - 公布日： 2019-02-15 - 主分类号： G01B7/16 文献下载
摘要：一种应变传感器、结构检测系统及制造方法，基于3D打印技术将纳米金属浆料直接打印于结构表面，进而固化形成可用于监测结构应变的导电线路。本发明的线路宽度尺寸可低至数十微米，厚度可低至数微米，占用空间小，可以打印于复合材料胶接区域，对胶接质量影响微乎其微。因此，本发明可以应用于大型、复杂复合材料结构的健康监测。同时通过合理的设计，本发明的导电线路可以实现结构应变的传感和信息传输功能，从而实现结构全寿命周期安全性监测和评估，为未来先进飞行器的重复使用提供必要保障。
应变传感器导电线路打印复合材料结构结构监测系统纳米金属浆料信息传输功能安全性监测全寿命周期先进飞行器监测结构健康监测胶接区域结构表面结构检测结构应变占用空间直接打印质量影响复合材料传感胶接可用固化制造评估应用

[发明专利]一种基于回油腔变油孔的起落架缓冲器设计方法-CN201611097740.7有效
发明人：徐方舟;孔文秦;王涛;张庆利;石小亮;贾磊;张晓帆;苏玲;姚宇地;宋春雨;陈亦冬;姚世东;王悦;田甜;曾凡文 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-12-02 - 公布日： 2018-11-23 - 主分类号： F16F9/16 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于回油腔变油孔的起落架缓冲器设计方法，在现有起落架缓冲器的基础上，将在活塞杆上支撑的外表面沿周向均匀设置多个贯通的凹槽；在缓冲器外筒的内表面沿周向设置多个与所述凹槽对应的凸起；所述凸起位于缓冲器行程段；由功量曲线获取现有起落架缓冲器的油峰F1和气峰F2，调整油峰F1所处行程附近的缝隙的面积A_n，直至油峰F1与气峰F2相当；计算功量曲线上油峰F1和气峰F2之间的最低值F0，如果F0显著小于F1和F2，则减小F0所处行程附近的缝隙的面积A_n；计算缓冲器效率，如果满足要求则确定缓冲器外筒上的凸起尺寸。本发明的方案在较小的设计空间内实现了变油孔设计，在小型飞行器起落架高效率缓冲器设计上有着较好的优化效果。
起落架缓冲器凸起油峰油孔缓冲器外筒回油腔起落架周向均匀设置缓冲器设计缓冲器行程计算缓冲器小型飞行器曲线获取设计空间周向设置高效率活塞杆内表面上支撑减小上油贯通优化

[发明专利]一种全向止动单面连接固定装置-CN201510527463.8有效
发明人：崔深山;陈亦冬;崔占东;顾春辉;姚纳新;曾亮;张晓帆;姚世东;张涛;彭波;吴迪 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2015-08-25 - 公布日： 2017-06-27 - 主分类号： F16B39/10 文献下载
摘要：一种全向止动单面连接固定装置，包括固定连接装置、顶盖(5)、止动块(7)；止动块(7)的中心有圆孔，两侧对称分布有立耳，固定螺栓(6)安装在圆孔中，止动块(7)两侧的立耳将固定螺栓(6)的螺栓头夹持固定；顶盖(5)为“几”字型，安装在止动块(7)上，止动块(7)两侧的立耳嵌入顶盖(5)“几”字型的框内；通过固定连接装置将顶盖(5)、止动块(7)及固定螺栓(6)安装在目标结构(8)上。本发明预先将螺栓固定于目标结构腔体内，在腔体封闭后仍可正常使用预装螺栓，构造简单、制造成本低、可拆卸、具有高度可靠性。
一种全向单面连接固定装置

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