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[发明专利]基于风洞自由飞的气动和运动参数一体化动态实验系统及方法-CN201811525348.7在审
发明人：付军泉;史志伟;王子安;朱佳晨;陈杰;董益章 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2018-12-13 - 公布日： 2019-04-09 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明提供一种基于风洞自由飞的气动和运动参数一体化动态实验系统及方法，该发明基于风洞自由飞实验技术，建立了一套气动/运动参数一体化实验系统，通过三自由度释放装置将实验模型与测力天平连接，测力天平数据与飞行控制系统同步连接与地面控制中心，且飞行控制系统与地面控制中心采用WiFi通信连接，实现模型姿态参数和气动参数的同步采集，可了解和测量气动力对飞行器飞行性能的实时影响。既可以实现模型的控制，又能够实现姿态信息和飞机气动力数据的实时数据采集。有助于改进气动力数学模型和促进高性能飞行器和控制系统的设计。
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[发明专利]一种飞行器表面的气动热环境智能预测方法-CN202111496251.X有效
发明人：王岳青;杨志供;邓亮;代喆;杨文祥;赵丹;喻杰;王昉;陈呈 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
申请日： 2021-12-09 - 公布日： 2022-03-08 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于飞行器气动热预测技术领域，具体涉及一种飞行器表面的气动热环境智能预测方法。其技术方案为：一种飞行器表面的气动热环境智能预测方法，包括构建多外形多条件气动热数据库；提取飞行器外形全局特征；提取飞行器局部区域特征；将飞行条件参数化；融合邻域特性的气动热智能预测模型；进行飞行器表面气动热智能预测模型测试本发明提供了一种高效精确地进行飞行器表面气动热环境预测的方法。
一种飞行器表面气动环境智能预测方法

[发明专利]一种地面颤振试验中滤波器引起相位畸变的消除方法-CN202010737666.0在审
发明人：宋巧治;王亮;聂凯;刘凡;张强 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2020-07-28 - 公布日： 2020-11-17 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：方法包括：步骤一：构建气动力加载系统模型，确定试验件的激振点位置以及对应的拾振点位置，并在试验件的激振点位置安装激振器，在拾振点位置安装传感器；步骤二：将传感器测量得到第一激励力信号，输入到滤波器后得到滤波后的第二激励力信号，将第二激励力信号输入到气动力加载系统模型进行系统辨识；步骤三：构建控制器模型，并通过控制器模型对气动力加载系统模型的输出信号进行控制，使得在预置的频率点处，气动力加载系统模型的输出信号与目标信号一致。本申请能够消除滤波器的相位畸变，可有效消除高频噪声对气动力计算以及颤振测试的影响。
一种地面试验滤波器引起相位畸变消除方法

[发明专利]一种基于希尔伯特变换的桥梁非线性涡激力精确识别方法-CN202210559599.7在审
发明人：王云飞;姜友荣;周敬;王永景;邓厚雄;齐贵军 -专利权人：中国五冶集团有限公司
申请日： 2022-05-20 - 公布日： 2022-09-13 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于希尔伯特变换的桥梁非线性涡激力精确识别方法，该方法包括利用谐波平衡法建立非线性气动阻尼模型之间的参数关系；利用希尔伯特变换，得到桥梁模型从零到稳定振幅的整个振动发展过程的涡振位移时程的时变振幅，并拟合获得时变振幅曲线，获得桥梁模型的气动阻尼；建立桥梁端面竖向涡激振动的运动方程，并根据运动方程，确定气动阻尼与涡激力模型参数之间的关系，由此确定涡激力。本发明通过引入高层结构分析中的气动阻尼模型用于桥梁涡激力的非线性模拟分析，形式简洁，计算方便，同时，提出了利用希尔伯特变换精确捕获涡振发展时程的时变振幅包络线，并利用建议的Gopmertz模型进行拟合，从而简化了气动阻尼和涡激力的识别过程。
一种基于希尔伯特变换桥梁非线性涡激力精确识别方法

[发明专利]非线性气动力数据快速建模方法、系统及存储介质-CN202210454135.X在审
发明人：连峰;高鑫;权佳妮;连逸茹 -专利权人：西安交通大学
申请日： 2022-04-27 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种非线性气动力数据快速建模方法、系统及存储介质，建模方法包括：获取初始飞行数据并进行非线性气动建模；使用初始飞行数据生成正交建模函数及初始化正交模型；获取新的实时飞行数据，进行初始化正交模型的迭代更新；根据迭代更新得到的相关度权值确定非线性气动力数据实时模型。在飞行过程获取新的飞行数据后，对数据及时处理并更新正交模型，使模型既能保证有足够复杂度来捕获气动力或力矩系数的非线性，同时结构又足够简单，方便快速准确的预测飞行器的状态。本发明在合理的计算要求下，能够实时地产生具有良好预测能力的全局气动力学精确模型，获取新的飞行数据后，只需要通过简单的矩阵运算就能更新正交函数池，极大的提高了运算效率。
非线性动力数据快速建模方法系统存储介质

[发明专利]一种高超声速飞行器气动参数在线辨识方法-CN202110004154.8有效
发明人：马肸;李玉龙;张义忠 -专利权人：中国人民解放军96901部队22分队
申请日： 2021-01-04 - 公布日： 2022-11-29 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器气动参数在线辨识方法，利用SVR对小样本的良好学习性能，利用SVR对小样本进行智能实时气动建模。该模型具有良好的泛化能力，可用于气动预测。然后采用数值微分法从SVR模型中实时提取气动参数；为保证识别精度和计算效率，提出了输入维数和噪声水平的经验公式，用于在线选择训练样本容量。针对SVR模型超参数难以在线优化的问题，提出了选取模型参数的经验公式，以追求SVR模型良好的泛化性能。基于训练样本噪声方差的渐近估计，在线选择SVR的超参数；该方法不依赖于先验的飞行器数学模型，能在较低的时间开销下实现对气动力参数在线准确、鲁棒的估计；它不仅可以作为一种在线的方法，而且可以作为一种离线使用的方法
一种高超声速飞行器气动参数在线辨识方法

[发明专利]一种飞机机翼的静气动弹性修正方法-CN201911288570.4有效
发明人：党西军;郭天天;杨全;刘伟 -专利权人：西安飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2019-12-13 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：一种飞机机翼的静气动弹性修正方法，将飞机机翼的气动模型沿航向划分成多个条块，在每一个条块上布置一个马蹄涡来代替该条块机翼所产生的升力；根据飞机机翼的气动模型求解飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的理论气动力和气动力干扰角；根据全机试验压力分布，确定飞机机翼的升力线斜率实际值和飞机机翼的气动力修正干扰角和飞机机翼的实际气动力干扰角，再通过飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的实际气动力。
一种飞机机翼气动弹性修正方法

[发明专利]一种基于P-I模型的气动软体机械臂迟滞建模方法-CN202211524709.2在审
发明人：杨雨时;范保杰;徐丰羽 -专利权人：南京邮电大学
申请日： 2022-11-30 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于P‑I模型的气动软体机械臂迟滞建模方法，包括：将不同阈值下的play算子加权叠加构成P‑I模型；由一个play算子、n个上升算子、n个下降算子构成气动软体机械臂中的非对称迟滞模型；对气动软体机械臂中的非对称迟滞模型中的参数进行辨识本发明在基本P‑I模型的基础上，引申出一种MPI迟滞模型，并利用P‑I模型以及MPI模型的算子在状态改变点处的性质得到P‑I模型以及MPI模型的权值计算矩阵，该参数矩阵对于归一化后的迟滞模型具有通用性，通过该矩阵可方便得出模型参数，为软体机械臂的实时建模等情况提供一个解决方法。
一种基于模型气动软体机械迟滞建模方法

[实用新型]一种机翼颤振模型-CN201820897884.9有效
发明人：张洪阳;袁帅;李志远;丛家贺;迟江涛 -专利权人：航空航天工业部第六0一研究所机械厂
申请日： 2018-06-11 - 公布日： 2018-12-11 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本实用新型属于机翼模型试验领域，具体涉及一种机翼颤振模型，具有机翼模型、支撑整流装置和气动执行装置；所述机翼模型包括相互连接的主翼面模型和襟副翼模型，所述支撑整流装置具有支撑框本体和罩设在支撑框本体外部的整流罩；所述相互连接的主翼面模型和襟副翼模型在支撑框本体上并列排布，所述主翼面模型与支撑框本体固定连接，襟副翼模型与支撑框本体之间通过气动执行装置限位连接，所述气动执行装置安装在与襟副翼模型位置相对应对应的支撑框本体上该颤振模型采用全新的设计结构，结果简单可靠，加工成本低，为机翼颤振研究提供更加全面的有效数据。
支撑框襟副翼气动执行装置颤振模型机翼模型主翼面机翼整流装置本实用新型并列排布模型位置设计结构试验领域限位连接有效数据整流罩颤振支撑外部加工研究

[发明专利]一种刚体空间运动的气动模型-CN201110280210.7有效
发明人：史忠科 -专利权人：西安费斯达自动化工程有限公司
申请日： 2011-09-20 - 公布日： 2012-01-18 - 主分类号： G06F19/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种刚体空间运动的气动模型，该模型通过定义三元数，得到刚体运动姿态的表达，避免了姿态方程奇异问题，根据三元数进一步得到速度的气动模型表达式，并且得到了气流迎角和侧滑角的气动力表达式，从而得到刚体主要运动状态的模型
一种刚体空间运动气动模型

[发明专利]一种低噪声风力机叶片设计方法及低噪声风力机叶片-CN201710104276.8有效
发明人：汪泉;秦争争;洪星;王君;孙金风;魏琼;任军;杨智勇 -专利权人：湖北工业大学
申请日： 2017-02-24 - 公布日： 2020-03-10 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种低噪声风力机叶片设计方法及低噪声风力机叶片，包括构建叶片入流湍流噪声模型、构建叶片翼型噪声模型、构建风力机空气动力学模型、计算叶片气动噪声和构建叶片气动噪声优化数学模型5步骤；本发明对于如何设计低噪声叶片及怎样降低风力机叶片噪声具有重要的理论意义
一种噪声风力机叶片设计方法

[发明专利]一种气动位置伺服系统反步控制方法-CN201310116468.2有效
发明人：任海鹏;黄超 -专利权人：西安理工大学
申请日： 2013-04-03 - 公布日： 2013-08-07 - 主分类号： F15B21/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种气动位置伺服系统反步控制方法，该方法按照以下步骤具体实施：步骤1、建立被控气动位置伺服系统的模型，上述的各个变量参数分别通过各自检测仪器实时检测得到；忽略摩擦力，得到气动系统的三阶线性模型，控制目标是使模型输出跟踪所要求的期望输出；步骤2、建立气动位置伺服系统的反步控制器模型；步骤3、对气动位置伺服系统未知参数值进行估计，将估计得到的数值输入计算机，用于实时更新反步控制器模型的参数，计算机控制放大器的信号输出
一种气动位置伺服系统控制方法

[发明专利]一种基于析因试验法的巡飞弹气动参数建模方法-CN202010061529.X有效
发明人：智永锋 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2020-01-19 - 公布日： 2022-05-17 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于析因试验法的巡飞弹气动参数建模方法，通过采用改进的M*N*L析因实验法，通过巡飞弹数据模型在MD软件获得不同工作点处的气动参数，即升力系数CL、阻力系数CD和俯仰力矩系数CM，并通过MATLAB软件对整理后的气动数据进行拟合，建立了巡飞弹的气动参数数学模型，提高了所建巡飞弹模型的准确性
一种基于试验飞弹气动参数建模方法

[发明专利]高超声速飞行器气动力预测方法、系统、电子设备及介质-CN202111618203.3在审
发明人：楼昊;覃建秀;朱德华;杨武兵 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2021-12-27 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器气动力预测方法、系统、电子设备及介质，该方法，包括：建立基于随机森林的气动力预测模型；在高超声速飞行器的飞行包络内选取多个不同飞行参数的飞行工况点；对选取的飞行工况点进行CFD计算，得到不同飞行工况点的气动力参数；生成数据集，数据集包括多个数据点，每个数据点包括一个飞行工况点的飞行参数及对应的气动力参数；将数据集中的部分数据点作为训练集，采用训练集对气动力预测模型进行训练，完成训练的气动力预测模型能够根据输入的实时飞行参数输出对应的气动力参数预测值实现根据飞行参数快速预测飞行器的气动力性能。
高超声速飞行器气动力预测方法系统电子设备介质

[发明专利]一种基于神经网络的尾退分离场景气动建模方法-CN202310179994.7在审
发明人：王方剑;秦汉;张政;胡静;张宁;宋玉辉;陈兰 -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： 2023-07-25 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于神经网络的尾退分离场景气动建模方法，属于飞行器气动设计领域。首先采用CFD方法数值模拟尾退分离飞行器不同工况下的气动力，建立气动力数据样本集与验证集。然后以样本集为输入，采用多层神经网络深度学习方法，建立非线性气动力模型，研究神经元数、层数等关键参数、优化方法等影响规律，验证尾退分离场景气动模型准确性。通过此模型能够快速预测(计算时间为一秒量级)母弹与子弹气动力，避免了大量的CFD数值模拟工作量(每个工况计算时间为若干小时)，为尾退分离场景中的分离轨迹与安全边界设计提供一种快速的气动力预测手段。
一种基于神经网络分离场景气动建模方法