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[发明专利]一种再入飞行器肩部射流热防护装置及其控制方法-CN202211677050.4在审
发明人：朱浩;孙俊杰;张君豪;王舒婷;张川宇;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-12-26 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： B64G1/58 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种再入飞行器肩部射流热防护装置及其控制方法。防护装置包括：载荷舱；以及防护翼，围绕设置在载荷舱的外周；防护翼包括多个展开杆，每个展开杆包括杆体和设置于杆体内的射流装置，杆体的前端与载荷舱活动连接，杆体的尾端设置有射流孔，杆体的侧壁设置有展开孔，射流孔和展开孔分别与射流装置连通，其中，射流装置喷射的射流气体从展开孔喷出时，使防护翼由收拢状态切换为所述展开状态；在射流装置喷射的射流气体从射流孔喷出时，射流气体对展开杆的尾端形成热防护。本申请实施例，利用了展开杆内部空间携带介质射流进行飞行器的展开以及整体飞行器的热防护，提高了空间利用率，不影响原来飞行器的载荷携带。
一种再入飞行器肩部射流防护装置及其控制方法

[发明专利]一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统及其控制方法-CN202310286402.1在审
发明人：朱浩;李心瞳;张源俊;王江宁;王锦成;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-03-22 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F02K9/48 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统及其控制方法。输送系统包括：用于贮存推进剂的贮箱；增压机构，包括离心泵、涡轮、电机，离心泵入口与贮箱连通，离心泵出口与燃气发生器和发动机的燃烧室连通，涡轮与离心泵连接，电机与离心泵连接；电机控制器，与电机电连接，用于控制电机驱动所述离心泵转动。通过电机辅助涡轮实现低工况下快速响应，高工况下能量回收，且能避免输送系统耦合震荡，使涡轮的控制更简单灵活。
一种涡轮增压火箭发动机输送系统及其控制方法

[发明专利]一种变形弹翼及飞行装置-CN202111054319.9有效
发明人：朱浩;孙俊杰;王鹏程;彭荀;徐维乐;张晓天;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-09-09 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： B64C3/54 文献下载
摘要：本发明提供了一种变形弹翼及飞行装置，涉及航天航空技术领域。变形弹翼包括变形驱动机构及至少两层弹翼；其中，任意相邻的两层弹翼间均设置有一个变形驱动机构，变形驱动机构用于驱动相邻的两层弹翼中的一层弹翼相对另一层弹翼活动，以使该层弹翼收容于另一层弹翼内，或者，使该层弹翼相对另一层弹翼展开。本申请提供的变形弹翼，实现了变形弹翼的完全回收，节省空间。应用于飞行装置中，极大地提高了飞行装置的运输与挂载的空间。
一种变形飞行装置

[发明专利]一种固液火箭发动机二维燃速表征方法和装置-CN202310255293.7在审
发明人： 蔡国飙;魏天放;田辉;陈瑞凯;卢裕东 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-03-10 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种固液火箭发动机二维燃速表征方法和装置，涉及航空航天的技术领域，包括：在固液火箭发动机工作后，获取固液火箭发动机轴向的各个横截面切片的CT扫描图；对CT扫描图进行迭代阈值分割，得到分割图像；对分割图像进行二值化处理和遮罩处理，得到目标图像；基于目标图像，确定固液火箭发动机的燃速沿轴向的二维分布规律，解决了现有技术难以准确确定固液火箭发动机二维燃速规律的技术问题。
一种火箭发动机二维表征方法装置

[发明专利]一种再入飞行器吸气引射式热防护装置及其控制方法-CN202310233604.X在审
发明人：朱浩;孙俊杰;柯义明;田嘉琪;张君豪;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-03-03 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： B64G1/58 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种再入飞行器吸气引射式热防护装置及其控制方法。热防护装置包括：载荷舱；防护件，设置于载荷舱的前端，防护件前端构成飞行器的头部，防护件的尾端构成飞行器的肩部，其中，头部设置有头部吸气孔，肩部设置有肩部射流孔；引导组件，头部吸气孔通过引导组件与肩部射流孔连通，用于将头部吸气孔吸收的来流空气引导至肩部射流孔射出，以使肩部形成热防护。本申请实施例无需携带额外工质，依靠头部吸收来流空气并导引至肩部进行飞行器肩部的热防护，同时也解决头部烧灼问题。
一种再入飞行器吸气引射式热防护装置及其控制方法

[发明专利]一种组合控制系统及组合控制方法-CN202310207132.0在审
发明人：朱浩;孙俊杰;郭海洲;柯义明;徐维乐;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-03-03 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及航天器对接机构实验机械领域，具体而言，涉及一种组合控制系统及组合控制方法。组合控制系统包括运动模块、控制模块和测量模块；运动模块用于带动对应机构进行不同自由度的平移或转动；控制模块用于控制运动模块的运动参数；测量模块用于测量运动模块的平移或转动时的真实参数，并将真实参数反馈至控制模块。组合控制方法包括：A1：建立单步补偿数据库；A2：建立单步补偿模型；A3：初始化与任务设定；A4：全模式计算；A5：运行运动模块；A6：目标任务完成。本发明利用单步补偿模型使得运动模块能够一次性到达指定位置，提高到位精度，并符合初始给定到位时间的要求，更加贴近空间交会对接模拟。
一种组合控制系统控制方法

[发明专利]一种可更换喉部注射器的水冷喷管-CN202310287814.7在审
发明人：朱浩;郭海洲;张源俊;孙俊杰;田辉;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-03-22 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： F02K1/36 文献下载
摘要：本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种可更换喉部注射器的水冷喷管。本发明提供一种可更换喉部注射器的水冷喷管，包括喷管主体、喉部注射器、堵头和二次喷注入口接头；所述喷管主体上设置有连通外部与内腔的注射孔，所述喉部注射器设置在所述注射孔内，所述喉部注射器的一端与所述内腔的侧壁平齐，所述喉部注射器的另一端与所述堵头或所述二次喷注入口接头抵接。本发明实施例的有益效果是：通过将水冷喷管的喉部注射器进行可拆卸可更换设置，使得发动机喷管的成本大幅度降低，能够在进行二次喷注的同时，也能满足易分解二次喷注工质的安全喷注。
一种更换喉部注射器水冷喷管

[发明专利]一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置及防护方法-CN202310233610.5在审
发明人：朱浩;孙俊杰;王舒婷;郝文智;童敏彰;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-03-03 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： B64G1/58 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置及防护方法。热防护装置包括：载荷舱，头部设置有向内凹陷的迎风凹腔；头部防护件，设置于载荷舱头部，具有与迎风凹腔相通的头部开口；移动部件，可活动地设置于迎风凹腔内，设置有第一喷气孔；射流装置，设置于载荷舱，与第一喷气孔连通；其中，射流装置喷射的射流气体能够推动移动部件向载荷舱头部方向移动，使第一喷气孔暴露于头部开口外。本申请实施例，能够实现多种热防护模式切换，相较于传统方式单一模式，热防护效果更高效可靠。
一种再入飞行器模式组合调节防护装置方法

[发明专利]基于仿生优化粒子滤波的非线性系统故障诊断方法和系统-CN202110934054.5有效
发明人：宋佳;艾绍洁;尚维泽;赵凯;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-08-16 - 公布日： 2023-05-26 - 主分类号： G06F11/07 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于仿生优化粒子滤波的非线性系统故障诊断方法和系统，包括：建立待诊断非线性系统的状态空间模型；针对于状态空间模型中的每一个模型，生成N个初始粒子，并初始化每个初始粒子的位置和权重；基于状态空间模型，利用麻雀算法和莱维飞行变异迭代更新N个初始粒子的位置；计算更新之后的N个初始粒子的权重并进行归一化；基于归一化之后的权重，对状态空间中的粒子进行重采样，得到状态空间模型中每一个模型对应的系统状态预测量；基于状态空间模型中每一个模型对应的系统状态预测量，对待诊断非线性系统进行故障诊断。本发明缓解了现有技术中存在的采用标准粒子滤波方法会导致粒子贫化的技术问题。
基于仿生优化粒子滤波非线性系统故障诊断方法

[发明专利]一种固液火箭发动机三维燃速表征方法和装置-CN202310228291.9在审
发明人： 蔡国飙;魏天放;田辉;姜宪珠;牛啸霆;葛晅宏 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-03-10 - 公布日： 2023-05-19 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种固液火箭发动机三维燃速表征方法和装置，涉及航空航天的技术领域，包括：获取固液火箭发动机轴向的各个横截面切片的CT扫描图对；基于CT扫描图对，确定出固液火箭发动机的单通道车轮形药柱内轮廓边缘中的各个像素点到药柱圆心的初始距离；基于CT扫描图对和固液火箭发动机的单通道车轮形药柱内轮廓边缘中的各个像素点到药柱圆心的初始距离，确定出固液火箭发动机各个横截面切片的特征点；基于特征点和固液火箭发动机的工作时长，确定出固液火箭发动机的三维燃速分布规律，解决了现有技术难以确定固液火箭发动机复杂药形的三维燃速的技术问题。
一种火箭发动机三维表征方法装置

[发明专利]一种再入飞行器头部可重复射流热防护装置及其控制方法-CN202211676631.6在审
发明人：朱浩;孙俊杰;田嘉琪;柯义明;郝文智;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-12-26 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： B64G1/58 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种再入飞行器头部可重复射流热防护装置及其控制方法。热防护装置包括：载荷舱，载荷舱内设置有集气瓶以及与集气瓶连通的第一电磁阀；防护组件，防护组件包括设置于载荷舱的头部的防热件，防热件设置有气体进出口，气体进出口与所述第一电磁阀连通，其中，在集气瓶内的气压大于外界气压时，集气瓶用于从气体进出口吸收外界气体以进行存储，以及在集气瓶内的气压小于外界气压时，集气瓶用于将存储的气体经由气体进出口喷出。本申请实施例利用收集的气体作为释放射流工质以对飞行器头部进行热防护，并且该收集、释放气体的过程可重复使用，可适用于多种弹道模式，更具有机动性。
一种再入飞行器头部重复射流防护装置及其控制方法

[发明专利]一种火箭发动机的推进剂供给系统及方法-CN202210074268.4有效
发明人：俞南嘉;周闯;蔡国飙;师浩然;龚昊杰;郭雪松 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-01-21 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： F02K9/56 文献下载
摘要：本申请提供了一种火箭发动机推进剂供给系统及方法，涉及液体火箭发动机领域，包括：贮箱、流量计、压力传感器、容积泵、溢流阀、流量控制阀和控制器；容积泵用于将推进剂以恒定流量从贮箱出口输送到泵出口；溢流阀用于当流量控制阀控制的流量比容积泵排出的流量小时，使多余流量溢回贮箱；流量控制阀用于在溢流阀的控制压力下控制进入火箭发动机的推进剂的流量；控制器用于获取当前时刻流量计和压力传感器测量的进入火箭发动机的推进剂的流量和压力，计算下一时刻的容积泵的转速、溢流阀的控制压力和流量控制阀的开度。本申请能够实现为火箭发动机提供小流量高压头的推进剂供给。
一种火箭发动机推进供给系统方法

[发明专利]用于固液动力火箭飞行器的多学科设计方法和系统-CN202111054318.4有效
发明人： 蔡国飙;李心瞳;王鹏程;朱浩;徐维乐;孙俊杰;彭荀 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-09-09 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于固液动力火箭飞行器的多学科设计方法和系统，包括：将第一输入参数集合代入到第一预设设计模型中，得到第一飞行器方案集合；基于对目标火箭飞行器是否具备目标运载能力的判断，在第一飞行器方案集合中确定出具备目标运载能力的飞行器，得到第二飞行器方案集合；将第二飞行器方案集合和第二输入参数集合，代入到第二预设设计模型和第一预设优化器中进行迭代计算和优化，得到第二飞行器方案集合中每个飞行器方案对应的飞行性能；将飞行性能代入到第二预设优化器中进行优化筛选，得到目标火箭飞行器的设计方案。本发明缓解了现有技术中对于飞行器的设计过程存在的迭代次数多导致设计时间长的的技术问题。
用于动力火箭飞行器学科设计方法系统

[发明专利]基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法和系统-CN202111058537.X有效
发明人：朱浩;王鹏程;李心瞳;孙俊杰;徐维乐;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-09-09 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法和系统，包括：基于预设飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到预设飞行器的各级理论速度增量；基于预设飞行器的各级理论速度增量与预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值；基于目标飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到目标飞行器的各级理论速度增量；基于目标工程经验值，对目标飞行器的各级理论速度增量进行修正，得到目标速度增量；基于目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对目标飞行器的运载能力进行预估。本发明缓解了现有技术中存在的实际飞行器入轨阶段会有各阶段损失和误差较大的技术问题。
基于速度损失动力飞行器运载能力预估方法系统

[发明专利]固液火箭发动机催化床及其冷却和预热系统、方法-CN202111499253.4有效
发明人：田辉;孟祥宇;蔡国飙;姜宪珠;魏天放;辜小明;陈瑞凯;卢裕东 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-12-09 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： F02K9/72 文献下载
摘要：本发明涉及固液火箭发动机技术领域，具体涉及一种固液火箭发动机催化床及其冷却和预热系统、方法。固液火箭发动机催化床，包括头盖、催化床本体结构、催化床反应室壳体和冷却通道外壳；催化床反应室壳体内设置有第一容置腔体，第一容置腔体中设置有所述催化床本体结构；催化床反应室壳体的外部连接设置有所述冷却通道外壳，冷却通道外壳上设置有冷却气体入口和冷却气体出口；所述催化床反应室壳体与所述头盖相连接。本发明的催化床采用夹套式主动冷却方式，可源源不断地带走催化床反应室的热量，避免热量积存，长时间工作条件下，催化反应室的温度可控制在500℃以下，因此可采用较薄的壁面和密度较低的高温合金，显著降低结构质量与成本。
火箭发动机催化及其冷却预热系统方法