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[发明专利]高超声速飞行器分数阶RBF网络控制器优化方法及系统-CN202310590863.8在审
发明人：张邦楚;饶水涛;朱威禹;白卓;胡森;谢毅夫 -专利权人：中山大学
申请日： 2023-05-24 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种高超声速飞行器分数阶RBF网络控制器优化方法及系统，通过根据高超声速飞行器的建模信息构建纵向通道动力学模型，并根据纵向通道动力学模型构建分数阶RBF网络控制器，以及将依此构建的高超声速飞行器飞行仿真环境与预先构建的智能体进行交互训练，得到控制器参数整定智能体后，将获取的高超声速飞行器的实时飞行状态输入控制器参数整定智能体进行参数整定优化，得到最优控制器参数，并将最优控制器参数输入分数阶RBF网络控制器生成飞行控制指令，以及根据飞行控制指令对高超声速飞行器进行飞行控制的方法，提高控制器的控制精度的同时，还能有效降低控制器参数整定优化的难度，实现高超声速飞行器的快速稳定控制。
高超声速飞行器分数 rbf 网络控制器优化方法系统

[发明专利]超声速流场NPLS三维结构显示系统及方法-CN201210377745.0有效
发明人：易仕和;陈植;何霖;赵玉新;田立丰;朱杨柱 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2012-10-08 - 公布日： 2013-01-02 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速流场NPLS三维结构显示系统及方法。根据该显示系统，用于显示试验舱内的超声速流场，包括同步控制器、连接同步控制器并控制同步控制器发出控制信号的计算机及纳米粒子发生器，其中纳米粒子发生器向试验舱内撒播纳米粒子；连接于同步控制器的脉冲激光器，脉冲激光器发出的激光束通过透镜组形成曲面光源或圆锥体光源并照亮试验舱内携带纳米粒子的超声速流场；连接于同步控制器的多台CCD相机同时对超声速流场成像，从而同时获得不同视角下的多幅超声速流场纳米粒子图像，并将图像传输至计算机；计算机分析不同视角下的多幅超声速流场纳米粒子图像，并测量曲面流场结构或重构出流场的三维结构。
超声速 npls 三维结构显示系统方法

[发明专利]高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置-CN201210023576.0有效
发明人：吴大方;潘兵;王岳武;孙冰;郑力铭 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2012-02-02 - 公布日： 2012-07-04 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置，包括高超声速飞行器翼舵结构试验件、L型固定支架、水冷降温管路、硅碳红外辐射阵列、激振源、钼传力杆、钼棒导杆、加速度传感器、双铂銠热电偶传感器、计算机与高温陶瓷隔热板进行高超声速飞行器翼舵结构试验时，由硅碳红外辐射阵列给翼舵结构加热，同时激振源产生随机振动，形成高温热振耦合试验环境。在高超声速飞行器翼舵结构上直接安装金属钼棒导杆，将高超声速飞行器翼舵结构的振动信号传递到1400℃的高温热场之外，通过在钼棒导杆冷端安装常温加速度传感器对引导到常温区的翼舵结构热模态信号实施动态测量，本发明为研制高超声速远程战略飞行器提供有效的动态高温热模态试验手段
高超声速飞行器结构 1400 高温试验测量装置

[发明专利]基于前向制导的拦截高超声速飞行器的三维制导律设计方法-CN201710101535.1有效
发明人：宋申民;谭立国;司洁玉;魏喜庆 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2017-02-23 - 公布日： 2020-02-11 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：基于前向制导的拦截高超声速飞行器的三维制导律设计方法，本发明涉及拦截高超声速飞行器的三维制导律设计方法。解决现有技术中将实际的三维场景分解成两个正交的二维场景，导致的制导精度低的问题。本发明包括：步骤一：建立三维拦截高超声速飞行器的前向制导相对运动学模型；步骤二：根据步骤一建立的模型定义满足前向制导条件的滑模面并设计快速趋近律；步骤三：根据步骤二定义的满足前向制导条件的滑模面和设计快速趋近律，设计拦截高超声速飞行器的三维制导律；不考虑输入受限时设计拦截高超声速飞行器的有限时间自适应三维制导律；考虑输入受限时设计拦截高超声速飞行器的带有输入受限的三维制导律。
基于制导拦截高超声速飞行器三维设计方法

[发明专利]基于神经网络的高超声速飞行器自适应补偿控制方法-CN201810262739.8有效
发明人：胡庆雷;李梓明;郭雷;王陈亮 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-03-28 - 公布日： 2020-11-10 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于神经网络的高超声速飞行器自适应补偿控制方法，包括以下步骤：建立高超声速飞行器的纵向动力学模型，并将其分解为姿态子系统和速度子系统；建立高超声速飞行器的升降舵故障模型；构建平滑函数来估计非线性输入饱和，并引入径向基函数神经网络来估计高超声速飞行器的纵向动力学模型中的非线性函数；通过反步法设计高超声速飞行器的自适应补偿控制器及相应的自适应参数更新律。本发明提供了一种考虑了升降舵故障以及输入饱和的径向基神经网络自适应补偿控制方法，解决了高超声速飞行器飞行过程中各类升降舵故障以及执行器饱和对飞行器的影响，保证了系统的容错能力和鲁棒性。
基于神经网络高超声速飞行器自适应补偿控制方法

[发明专利]快速响应的高超声速飞行器轨迹优化高精度控制器-CN201911150187.2有效
发明人：许杵;王森;张志猛;肖利平;张泽银;杨业;刘兴高 -专利权人：浙江大学
申请日： 2019-11-21 - 公布日： 2021-09-21 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了快速响应的高超声速飞行器轨迹优化高精度控制器，用于对飞行器轨迹进行控制。所述的快速响应的高超声速飞行器轨迹优化高精度控制器由飞行器海拔高度传感器、飞行器速度传感器、飞行器飞行航道倾角传感器、飞行器水平飞行距离传感器、飞行器微控制单元(MCU)、飞行器攻角控制器构成。高超声速飞行器到达再入段空域后，飞行器MCU自动执行内部优化算法，得到使高超声速飞行器航程最远的轨迹优化控制策略，飞行器MCU将获得的控制策略转换为控制指令发送给飞行器攻角控制器执行。本发明能够根据高超声速飞行器不同的海拔高度、速度、飞行航道倾角和飞行水平距离状态快速地得到轨迹优化控制策略，使高超声速飞行器获得更远航程。
快速响应高超声速飞行器轨迹优化高精度控制器

[发明专利]约束全程满足的高超声速飞行器绕障飞行最优控制系统-CN201911149068.5有效
发明人：吕露;马卫华;张志猛;叶松;张泽银;郑总准;刘兴高 -专利权人：浙江大学
申请日： 2019-11-21 - 公布日： 2021-06-08 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了约束全程满足的高超声速飞行器绕障飞行最优控制系统，用于对飞行器在特定条件下(指定航点、规避禁飞区等)的轨迹进行控制。所述的约束全程满足的高超声速飞行器绕障飞行最优控制系统由飞行器传感器，飞行器绕障飞行控制器，飞行器运动方程、航点和禁飞区等约束条件、目标函数，飞行器倾斜角最优控制策略构成。高超声速飞行器从指定初始位置出发后，飞行器绕障飞行控制器自动执行内部的优化算法，得到使高超声速飞行器在全程满足所有飞行约束条件的前提下，飞行时间最短的轨迹优化倾斜角最优控制策略。本发明能够根据高超声速飞行器不同的飞行经度、飞行纬度、速度和飞行航向角快速地得到轨迹优化控制策略，使高超声速飞行器获得最短飞行时间。
约束全程满足高超声速飞行器飞行最优控制系统

[发明专利]一种类圆截面高超声速进气道脉动反压发生装置-CN202110484197.0有效
发明人：高文智;赵鹏飞;宋志雄;陈建;刘常海;曾亿山 -专利权人：合肥工业大学
申请日： 2021-04-30 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明属于超声速和高超声速进气道的技术领域，具体涉及一种类圆截面的高超声速进气道脉动反压发生装置，包括依次连通的实验段、节流段和喇叭状的扩张段，节流段包括圆筒形的第二水平气道和沿着第二水平气道同一周向上均匀布置的反压发生机构；反压发生机构包括电磁吸附机构和柔性板，其中柔性板突起于第二水平气道的面积即堵塞度可模拟类圆管高超声速进气道振荡的振幅，柔性板往复运动的频率可模拟高超声速进气道振荡的频率，通过更换顶板的圆弧顶高度和柔性板材质改变振幅的大小，通过控制电源电流强度，和通断电频率改变振荡的频率，且最高频率可达到400Hz，高于现有实验设备产生的频率，能更好模拟研究高超声速进气道下游受震荡的三维流动特性。
种类截面高超声速进气道脉动发生装置

[发明专利]一种新超声速飞行器振动环境外推方法-CN201911194593.9有效
发明人：刘小平;孙建亮 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2019-11-28 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G06F17/17 文献下载
摘要：本发明涉及一种新超声速飞行器振动环境外推方法，属于环境计算技术领域。该方法包括以下步骤：选定一种与新超声速飞行器具有相似气动外形的相似飞行器；依次测量相似飞行器的离散化振动数据，并对每次测量的振动数据进行傅里叶变换后计算得到振动量级，同时计算每次测量对应的动压；通过对不同测量次数的所述振动量级与对应的动压进行线性拟合得到线性拟合曲线的系数，并通过设定的置信区间上限对所述线性拟合曲线的系数进行修正；根据所述线性拟合关系以及新超声速飞行器的动压得到新超声速飞行器的振动量级。本发明实施例解决了现有飞行器振动环境计算方法不适用于新超声速飞行器，导致新超声速飞行器难以确定振动环境的问题。
一种超声速飞行器振动环境方法

[发明专利]自动调节超声速旋流分离器-CN201210175214.3无效
发明人：邢小月;方思睿;杜岳 -专利权人：深圳市力科气动科技有限公司
申请日： 2012-05-31 - 公布日： 2012-10-24 - 主分类号： B01D45/14 文献下载
摘要：一种自动调节超声速旋流分离器，包括从左至右依次同轴连通的稳压管、收缩管、超声速冷凝管和扩压管，稳压管上开设有一高压气体入口，收缩管的横截面从左至右逐渐变小并向中间收缩成一个窄喉，收缩管内设有一旋转机构，超声速冷凝管上开设有至少一个临近扩压管的分离出口，扩压管内设有一导流片，稳压管和收缩管内设有一移动杆，移动杆靠近窄喉的一端为锥形结构，移动杆远离窄喉的一端伸出稳压管并与一驱动机构连接，驱动机构可以驱动移动杆沿其轴向来回运动，从而可以调节窄喉的横截面积大小，进而控制进入超声速冷凝管的气体的流量和压力，减少了气体总能量的损失，更好地保持超声速冷凝管的旋转和超声速流场，提高了气液分离效率。
自动调节超声速旋流分离器

[实用新型]高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置-CN201220033383.9有效
发明人：吴大方;牟朦;朱林;周岸峰 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2012-02-02 - 公布日： 2012-09-05 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置，包括高超声速飞行器翼舵结构试验件、L型固定支架、水冷降温管路、硅碳红外辐射阵列、激振源、钼传力杆、钼棒导杆、加速度传感器、双铂銠热电偶传感器、计算机与高温陶瓷隔热板进行高超声速飞行器翼舵结构试验时，由硅碳红外辐射阵列给翼舵结构加热，同时激振源产生随机振动，形成高温热振耦合试验环境。在高超声速飞行器翼舵结构上直接安装金属钼棒导杆，将高超声速飞行器翼舵结构的振动信号传递到1400℃的高温热场之外，通过在钼棒导杆冷端安装常温加速度传感器对引导到常温区的翼舵结构热模态信号实施动态测量，本实用新型为研制高超声速远程战略飞行器提供有效的动态高温热模态试验手段
高超声速飞行器结构 1400 高温试验测量装置

[实用新型]自动调节超声速旋流分离器-CN201220252066.6有效
发明人：邢小月;方思睿;杜岳 -专利权人：深圳市力科气动科技有限公司
申请日： 2012-05-31 - 公布日： 2012-12-05 - 主分类号： B01D45/14 文献下载
摘要：一种自动调节超声速旋流分离器，包括从左至右依次同轴连通的稳压管、收缩管、超声速冷凝管和扩压管，稳压管上开设有一高压气体入口，收缩管的横截面从左至右逐渐变小并向中间收缩成一个窄喉，收缩管内设有一旋转机构，超声速冷凝管上开设有至少一个临近扩压管的分离出口，扩压管内设有一导流片，稳压管和收缩管内设有一移动杆，移动杆靠近窄喉的一端为锥形结构，移动杆远离窄喉的一端伸出稳压管并与一驱动机构连接，驱动机构可以驱动移动杆沿其轴向来回运动，从而可以调节窄喉的横截面积大小，进而控制进入超声速冷凝管的气体的流量和压力，减少了气体总能量的损失，更好地保持超声速冷凝管的旋转和超声速流场，提高了气液分离效率。
自动调节超声速旋流分离器

[实用新型]一种用于评估超声速旋流分离器性能的实验装置-CN202020067929.7有效
发明人：蒋文明;陈佳男;刘杨;来兴宇;边江;曹学文 -专利权人：中国石油大学（华东）
申请日： 2020-01-14 - 公布日： 2020-08-04 - 主分类号： G01M99/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种用于评估超声速旋流分离器性能的实验装置，包括压缩机、引射器、混合器、储气罐、超声速旋流分离器、气瓶组；压缩机的出口与引射器的高速流入口相连，气瓶组的出口与引射器的低速流入口相连；引射器的出口与混合器的入口相连，混合器的出口与储气罐的入口相连，储气罐的出口与超声速旋流分离器的入口相连，超声速旋流分离器的气相出口与气相管线相连，超声速旋流分离器的液相出口与液相管线相连。本实用新型提供了一套稳定可靠的测试系统，气瓶组的设置能够为压缩空气中增加CO2，以模拟天然气中CO2气体的存在，从而能够测试超声速旋流分离器对
一种用于评估超声速旋流分离器性能实验装置

[发明专利]高超声速风洞余热实时利用方法及高超声速风洞-CN202211695352.4在审
发明人：王铁进;王洪波;刘文滨;孙涛 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-28 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了高超声速风洞余热实时利用方法及高超声速风洞。高超声速风洞余热实时利用方法，包括：风洞开始运行后，同时打开高压气源和中压气源，高压气源为风洞提供风洞气流，中压气源为引射系统提供引射气流；风洞气流被加热，经过风洞本体后，变为风洞余热气流，进入换热器，本发明对高超声速风洞设备的改动最小，不影响原设备的性能；实现了高超声风洞气流余热的实时利用，提升了风洞的能力；相同的高超声速风洞模拟能力下，该方法降低了建设和运行成本。
高超声速风洞余热实时利用方法

[发明专利]一种基于数据降维和重构的高超声速进气道不起动检测方法、系统及装置-CN202210943317.3在审
发明人：王子傲;常军涛;吕铖坤;孔辰 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2022-08-08 - 公布日： 2022-11-25 - 主分类号： G06K9/62 文献下载
摘要：本发明提供一种基于数据降维和重构的高超声速进气道不起动检测方法、系统和装置。步骤1：获取高超声速进气道顶壁和底壁的压力分布；步骤2：对数据进行标准化处理得到数据矩阵X；步骤3：基于数据矩阵X使用主成分分析算法进行异常检测；步骤4：基于异常检测得到数据样本的异常得分从而判断高超声速进气道起动不起动的问题本发明用于解决高超声速进气道不起动会带来进气道性能的大幅下降，流场参数振荡加剧，甚至引起发动机熄火等问题。
一种基于数据维和高超声速进气道不起动检测方法系统装置

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