“中国航天空气动力技术研究院”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2216个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]激波诱燃冲压发动机燃烧室设计方法-CN202011594471.1有效
发明人：覃建秀;许亮;杨武兵 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种激波诱燃冲压发动机燃烧室设计方法，方法包括如下步骤：根据燃烧室入口来流参数获取斜激波的激波角βOSW‑斜劈角度θ曲线、斜爆震波的爆震波角βODW‑斜劈角度θ曲线及斜劈角度θ‑斜激波后温度T曲线、斜劈角度θ‑爆震波后温度T曲线；根据爆震波角βODW‑斜劈角度θ曲线和斜劈角度θ‑斜激波后温度T曲线确定斜劈角度范围；在斜劈角度范围内选取多个斜劈角度，对多个斜劈角度分别行燃烧室流场计算；根据流场计算结果，结合燃烧室尺寸约束确定斜劈角度θ0；根据斜劈角度θ0的流场计算结果，确定临界斜劈长度Lw。本发明提供了燃烧室斜劈角度和长度设计方法，确保燃烧室中的斜爆震波能够实现驻定和起爆。
激波冲压发动机燃烧室设计方法

[发明专利]基于基准网格的相似外形结构网格自动生成方法-CN202011429287.1有效
发明人：王军旗;许亮;杨武兵 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-09 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开一种基于基准网格的相似外形结构网格自动生成方法，包括步骤：基于选定的基准外形构建相应的基准结构网格；获取基准外形的特征尺度；获取基准结构网格的网格数量和其中每条网格线的布点数及两端间距；获取目标外形的特征尺度，该目标外形为被判定为与基准外形相似的待构建相应目标结构网格的一类外形；给定目标结构网格的期望网格数量和计算域外边界参数；根据上述获取量和上述给定量确定目标结构网格的每条网格线的布点数及两端间距；基于确定的目标结构网格的每条网格线的布点数及两端间距生成所述目标结构网格。根据本发明，能够解决现有复杂外形网格结构的微调因只能通过人为重建网格结构的方式来实现而浪费资源和时间的问题。
基于基准网格相似外形结构自动生成方法

[发明专利]一种飞行试验与地面仿真气动力数据综合建模方法-CN201811625150.6有效
发明人：王贵东;王超 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2018-12-28 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞行试验与地面仿真气动力数据综合建模方法，用于根据10次以上的飞行试验数据样本，以及飞行器的飞行包络范围内的气动力地面仿真数据，建立飞行器的全空域、全速域气动力数学模型。本发明首先在飞行器的飞行包络范围内，进行气动力计算地面仿真，获取全空域、全速域的气动力仿真数据，并转换成气动力仿真样本。进而进行飞行试验，获取10次以上的飞行试验状态测量数据，并根据气动力辨识方法，获得多次飞行试验的气动力辨识数据样本。最后，将上述气动力辨识数据样本以及气动力仿真样本一起作为总样本，利用基于人工智能的BP神经网络方法，通过机器学习，建立综合了飞行试验与地面仿真数据的飞行器全空域、全速域气动力数学模型。
一种飞行试验地面仿真气动力数据综合建模方法

[实用新型]一种加工v形槽专用刀具-CN202223534812.3有效
发明人：李殿伟;张斌;孟海;屈保杰;张建华 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-29 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： B23C5/02 文献下载
摘要：本申请公开了一种加工V形槽专用刀具，其包括刀体，刀体的一端为装夹端、另一端为刀刃，刀刃开设有退刀槽，退刀槽从刀体端部的中部开设至刀体的边缘，刀刃的底部开设有多个V形槽，V形槽的长度方向与退刀槽在刀体中部的边界垂直。能够实现V形槽的成型加工。
一种加工专用刀具

[发明专利]涵道风扇式无人机的智能飞行控制方法、设备及介质-CN202211678356.1在审
发明人：张宁;侯英昱 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-26 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G05B19/042 文献下载
摘要：本发明提供了一种涵道风扇式无人机的智能飞行控制方法、设备及介质，其中，方法包括根据涵道风扇式无人机六自由度非线性动力学模型获取在悬停状态的线性化动力学模型；基于线性化动力学模型构造近似动态逆并对非线性化动力学模型进行近似线性化处理；构建期望的平动运动和姿态运动参考模型，且采用线性PD控制器来调节闭环无人机系统的动态响应特性，实现对平动加速度和角加速度控制指令的跟踪；通过单隐层神经网络在线学习自动补偿模型误差和未建模动态，且采用伪控制限制方法阻止单隐层神经网络自适应规律进行不期望的自适应修正，实现对期望参考模型指令的准确跟踪。
风扇无人机智能飞行控制方法设备介质

[发明专利]用于数字样机建立的气动数值模拟数据集生成方法和系统-CN202310184790.2在审
发明人：胡宁;赵渊;杨乐天;时晓天;赵俊波;王斌 -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： 2023-07-28 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：为保证气动研究的时效性，在短时间内提供足够的数据，快速建立气动数据库用于构建飞行器数字样机，本发明提供一种大规模气动数值模拟数据库的快速建立方法，利用牛顿法、面元法等工程快速预测方法获得所要求全部状态的气动力数据，再选取部分状态点进行数值模拟得到高可信度数据，通过多置信度神经网络对工程方法与数值模拟数据进行融合，在完成部分数值模拟的情况下快速给出可靠性高于工程估算方法的气动数据集。
用于数字样机建立气动数值模拟数据生成方法系统

[发明专利]一种飞行器的姿态控制方法及飞行器-CN202111643193.9有效
发明人：覃建秀;杨武兵;朱德华 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2021-12-29 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞行器的姿态控制方法及飞行器，其中控制方法包括：通过飞行器上布置的多个压力测点，实时监测所述压力测点的压力；基于飞行参数模型和实时的所述压力测点的压力预测飞行器的飞行参数；基于气动力预测模型和所述飞行器飞行参数，预测飞行器的气动力和气动力矩；基于所述气动力矩通过凸起位置预测模型给出飞行器表面生成凸起的布局方案；生成的凸起产生的力矩增量满足飞行器的配平需求，且凸起产生的气动力增量最小；根据凸起的布局方案在所述飞行器表面形成对应的凸起，以调整所述飞行器的姿态。本发明能够较好的控制飞行器的姿态，提高飞行器的隐身性能，并对气动性能影响较小。
一种飞行器姿态控制方法

[发明专利]一种基于速度梯度张量特性的流动显示方法-CN202011381904.5有效
发明人：李睿劬;谌君谋;肖翔 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-11-30 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G06F17/16 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于速度梯度张量特性的流动显示方法，(1)计算任意流动的速度场，获得流场中每个网格点上的速度梯度张量；(2)计算出分解后的对称张量；(3)计算对称张量的特征值和特征向量，得到以角度表示的特征方向；(4)绘制特征方向在流场中沿某一空间方向的变化曲线，形成流动显示结果。本发明使用速度梯度张量的几何特性对流场的特征方向细节进行显示，解决了过去的流动显示方法在刻画流动细节演化过程时存在不足的问题。
一种基于速度梯度张量特性流动显示方法

[发明专利]一种树脂基类防热材料的体烧蚀质量损失的确定方法-CN202011555103.6有效
发明人：邓代英;俞继军;罗晓光;高俊杰;陈思员 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-24 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种树脂基类防热材料的体烧蚀质量损失的确定方法，包括以下步骤：步骤S01：模拟防热材料在气动加热环境下受热的情形，对防热材料的传热、表面热化学烧蚀、内部树脂热解、热解气体流动引射进行解耦分析，获得体烧蚀过程模拟所需的参数；步骤S02：根据参数，通过防热材料内部的氧化气体组分扩散过程获得氧化气体浓度分布，根据不同部位的氧化气体浓度分布，以及防热材料的内部温度分布和防热材料的氧化动力学特性，获得不同部位的防热材料的体烧蚀质量损失率；步骤S03：重复步骤S01和步骤S02，直至气动加热结束，将不同时刻的体烧蚀质量损失率沿时间进行积分，得到防热材料在气动加热环境下的体烧蚀总质量损失。
一种树脂防热材料体烧蚀质量损失确定方法

[发明专利]基于多组并联蓄热式燃烧加热器的控制系统及控制方法-CN202011565203.7有效
发明人：张旸;贾英胜;李跃;易欢;马利川 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-25 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： F23K5/04 文献下载
摘要：本发明提出了一种基于多组并联蓄热式燃烧加热器的控制系统及控制方法。控制系统包括：核心控制器，包括核心控制单元和通讯模块；控制操作端，包括自动/手动控制模块、参数设置模块、数据存储模块、操作记录模块和通讯模块；加热器支路控制器、油库管理控制器和供油管理控制器，均包括控制模块、A/D转换模块、输入输出模块和通讯模块。核心控制器通过所述通讯模块分别与所述控制操作端、多个加热器支路控制器、油库管理控制器和供油管理控制器通信连接。本发明实现了多组并联蓄热式燃烧加热器的流程控制，提高了此类设备的效率、安全性以及智能化程度。此外，通过增加多支路加热器点火的自动识别功能，能够自动处理点火成功及点火不成功的流程。
基于并联蓄热燃烧加热器控制系统控制方法

[发明专利]一种精密定位和快速响应的旋转驱动装置及方法-CN202110719261.9有效
发明人：李广良;盛志清;尼文斌;王帅;张晨凯;谢峰;董金刚;魏忠武;张江 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2021-06-28 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： H02N2/00 文献下载
摘要：本发明公开一种精密定位和快速响应的旋转驱动装置及方法。本发明装置包括微电机系统、蜗轮蜗杆、放大组件以及末端反馈系统等，微电机系统驱动装置输出轴进行360°大角度偏转，放大组件将直线位移转化为角位移，带动装置输出轴进行微位移精确定位和高频偏摆运动，末端反馈组件对装置输出轴末端输出误差进行放大反馈，进而实现大角度范围偏转、微位移精确定位以及末端误差放大补偿反馈的精度定位和变换，结构紧凑简单，拆装方便，体积小，重量轻，旋转自锁且输出扭矩大。
一种精密定位快速响应旋转驱动装置方法

[发明专利]一种应用于飞行器外形的壁面距离计算方法及装置-CN202011592374.9有效
发明人：刘松;马继魁;陈培;刘耀峰 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种应用于飞行器外形的壁面距离计算方法及装置。所述方法包括步骤：获取包含飞行器外形的所有壁面网格点的外接方盒；采用二等分法对外接方盒进行循环切割，得到多个小外接方盒；检测目标多块结构网格中的目标网格单元的相邻网格单元是否计算过壁面距离；响应于相邻网格单元均未计算过壁面距离的检测结果，采用循环盒子法计算目标网格单元的壁面距离；响应于至少一个相邻网格单元计算过壁面距离的检测结果，采用阵面推进法计算目标网格单元及下一网格层中对应网格单元的壁面距离。所述装置包括对应实现上述步骤的各个功能模块。根据本发明，能够有效地解决现有应用于飞行器外形的壁面距离计算方法的通用性差或者效率低的问题。
一种应用于飞行器外形距离计算方法装置

[发明专利]涡结构识别方法及系统-CN202011594468.X有效
发明人：禹旻 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开一种涡结构识别方法及系统。所述涡结构识别方法包括步骤：根据预获取的流场数据获取基于涡线实现可视化的涡旋场；对所述涡旋场进行拓扑结构分析，获取鞍点和焦点；根据所述焦点获取涡结构的中心位置；根据所述鞍点获取对应于涡结构轮廓的封闭曲线；根据所述涡结构的中心位置和所述封闭曲线识别相应的涡结构。所述涡结构识别系统包括一一对应实现上述步骤的可视化涡旋场获取模块、特征点获取模块、中心位置获取模块、封闭曲线获取模块和涡结构识别模块。根据本发明，能够解决现有基于标量流动结构显示技术的涡结构识别方法因涉及人为设定阈值而不够客观的问题。
结构识别方法系统

[发明专利]一种介质类型分步标记方法-CN202011594479.8有效
发明人：楼昊;许亮;杨武兵 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提供一种介质类型分步标记方法，用于在采用水平集方法模拟多介质流动的过程中对介质的类型进行标记。所述介质类型分步标记方法包括步骤：根据所包含介质的数量对所有水平集函数符号进行排序；根据介质计算区域的大小对每种水平集函数符号所包含的介质进行排序；根据定义的每种水平集函数符号的序号和每种水平集函数符号所包含的介质的序号分步对该种水平集函数符号所包含的介质进行标记。根据本发明，能够解决在采用水平集方法求解三种及以上的多介质流动问题时，水平集函数符号相同的介质计算区域的重叠导致介质类型难以判断的问题。
一种介质类型分步标记方法

[发明专利]一种使用三次多项式扩充乘波体容积的方法-CN202010224363.9有效
发明人：刘传振;白鹏;田俊武;王荣 -专利权人： 中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-03-26 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种使用三次多项式扩充乘波体容积的方法，其实现方法是保持乘波体下表面不变，采用三次多项式构建“凸”的上表面，替换在自由流中追踪的上表面以增大容积。设定上表面的建模轮廓线包括中央部分龙骨线、横截面截线，均使用三次多项式表达，多项式的系数通过首末两点的位置和斜率决定。结合前缘轮廓线，可以得到上表面的表达形式。在保证上表面光滑连续的基础上，可提取的设计参数包括后缘厚度、头部倾角以及侧缘倾角，通过改变设计参数可生成具有不同容积的乘波体外形。与生成厚度更大的乘波下表面相比，这种扩充上表面的方法使得外形的升阻比损失更小。
一种使用三次多项式扩充乘波体容积方法