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[发明专利]基于多频域响应信号的损伤协同诊断技术-CN202310726850.9在审
发明人：武湛君;马寅魏;王中枢;徐浩;李建乐;张佳奇 -专利权人：大连理工大学;北京空天技术研究所
申请日： 2023-06-19 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01N29/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于多频域响应信号的损伤协同诊断技术，包括：采用分布式光纤传感器对蜂窝夹芯多层热防护结构进行实时低频准静态应变监测；采用压电陶瓷传感器进行高频超声导波主动检测，对传感器网络与连接电路进行聚酰亚胺薄膜封装，在蒙皮面板与蜂窝芯之间集成分布式光纤传感器网络，在应变隔离垫与蒙皮面板之间集成压电传感器阵列；综合利用低频准静态应变与高频超声导波响应实时监测结构状态，当结构状态发生异常则采用高频超声导波主动检测方法进行损伤诊断。
基于多频域响应信号损伤协同诊断技术

[发明专利]一种C/SiC舵面热强度计算方法-CN202010135673.3有效
发明人：张旭东;张磊;时光辉;宋锋;许斌;陶永强 -专利权人： 北京空天技术研究所
申请日： 2020-03-02 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明的一种C/SiC舵面热强度计算方法，通过以下步骤实现：步骤一，对C/SiC舵面建模，其中对C/SiC的接触面通过设置和消除虚拟过盈配合的方法来建模；步骤二，对建立的C/SiC舵面模型进行剩余强度系数计算；步骤三，通过对步骤二得到的剩余强度系数的处理，判断C/SiC舵面的热强度。本发明在C/SiC的接触面通过设置和消除虚拟过盈配合的方法来建模，解决了接触问题收敛性差的问题，并且能准确的获得C/SiC的接触面的应力场与位移场。
一种 sic 舵面热强度计算方法

[发明专利]基于扩展多尺度有限元法的高速飞行器翼舵类结构优化设计方法-CN202310695667.7在审
发明人：丁文尧;李玉斌;吕军;杨泰格;刘海涛;李鹏廷;杨毅 -专利权人：大连理工大学;北京空天技术研究所
申请日： 2023-06-13 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种基于扩展多尺度有限元法的高速飞行器翼舵类结构优化设计方法，属于结构优化技术领域，能够解决现有翼舵结构优化设计中计算效率低，实用性差且功能单一的问题。包括：首先提出基于金属增材制造的拓扑优化方法，实现翼舵结构最优传力路径的特征提取，并完成拓扑加强筋构型初步设计；其次通过扩展多尺度有限元方法完成多孔微结构填充区域的多尺度建模，实现填充区域的多孔微结构快速计算；后开展多孔微结构夹芯层与拓扑加强筋多层级协同一体化设计，完成翼舵类结构的轻量化设计。本发明能够有效解决翼舵设计中的宏观结构和微观填充结构的多尺度匹配问题，提升计算效率，所得到的拓扑优化与多孔结构结合得到的混合翼舵结构可直接指导并应用于工程实际。
基于扩展尺度有限元高速飞行器翼舵类结构优化设计方法

[发明专利]基于逆有限元的板壳结构变形形状重构方法-CN202310880843.4在审
发明人：徐浩;武湛君;马寅魏;王中枢;李腾腾;李建乐 -专利权人：大连理工大学;北京空天技术研究所
申请日： 2023-07-18 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： G16C60/00 文献下载
摘要：本申请提供了一种基于逆有限元的板壳结构变形形状重构方法，其核心为优化的剪切变形重构算法，计算过程中不需要引入剪切修正系数，大大提高了计算精度，有效拓展了逆有限元方法的应用范围。
基于有限元结构变形形状方法

[实用新型]一种头罩组件及无人机-CN202322307330.2有效
发明人：崔伟;刘海涛;金亮;褚显应;侯强;高振超;佘智勇;李彦臣 -专利权人：西咸新区云峰航控智能有限公司;北京空天技术研究所
申请日： 2023-08-28 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： B64D17/64 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种头罩组件及无人机，无人机包括机身组件、头罩组件和螺旋桨组件，头罩组件和螺旋桨组件分设于机身组件的前后端部，头罩组件包括伞舱、伞盖、降落伞和开伞组件，伞舱与机身组件可拆卸连接，开伞组件包括开伞舵盘和配重块，降落伞放置于伞舱内，伞盖朝向地面，开伞舵盘转动设置于伞舱内，以使开伞舵盘挂接或脱离伞盖，配重块安装于伞舱内，降落伞包括相互连接的引导伞和主伞，引导伞的伞绳与伞盖连接，主伞的伞绳与配重块连接。由于降落伞安装于无人机头部的伞舱内，降落伞拽着伞舱飞行，由于重力作用，头罩组件朝上，螺旋桨组件朝下，螺旋桨组件先落地，螺旋桨组件的强度较高，以起到缓冲作用，减少机身组件受损的几率。
一种头罩组件无人机

[发明专利]面向复杂飞行器全速域数值模拟非线性数值迭代求解方法-CN202310655733.8在审
发明人：郑耀;张继发;宁国栋;关成启;张阳;赵云龙;王刚;张帅 -专利权人：浙江大学;北京空天技术研究所;北京机电工程研究所
申请日： 2023-06-05 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了面向复杂飞行器全速域数值模拟的非线性数值迭代求解方法，包括：基于度量张量生成计算域内各向异性网格，构建可压缩流动的数值离散格式与RANS湍流模型，并采用Gauss–Seidel方法对RANS偏微分方程组的非线性预算子进行迭代计算，减小了各向异性网格在迭代过程中可能出现的高频误差。为了快速访问网格节点并保证节点插值解的准确性，实施节点模板增强策略和高效的着色遍历算法；并采用广义共轭残差法进行前后迭代解静态残差评估，使得计算效率和鲁棒性大为提高。本发明擅长处理各向异性混合网格，既能保证大宽高比边界层网格上数值解的迭代鲁棒性，又能保证在大尺寸粗网格上数值解的收敛效率，进而保证整个非线性方程求解迭代过程的高效和稳定。
面向复杂飞行器全速数值模拟非线性求解方法

[发明专利]一种高速飞行器舱内统一热管理的设计方法-CN201910855437.6有效
发明人：王飞;朱坤;康宏琳;吴宁宁;王仲威 -专利权人： 北京空天技术研究所
申请日： 2019-09-11 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种高速飞行器舱内统一热管理的设计方法，首先分析舱体所处的高温环境，找到舱内环境热的源头，确定高温热源温度；再明确舱内部件的耐温极限，设计热量传递路径；然后分析每个部件温度的影响因素及规律，确定每个部件的降温措施；最后在满足舱体和部件耐温极限的要求下，优化防热层/隔热层厚度，实现防热层/隔热层+空气总厚度最小、舱内有效空间最大。本发明充分利用结构舱体、设备热沉及部件最大耐热能力，解决“舱内空间利用最大化、结构轻量化”的问题。
一种高速飞行器统一管理设计方法

[发明专利]升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置-CN201911324741.4有效
发明人：吴嘉梁;范宇;吕竹勇;姚德清;田方澍;杨胜江;刘超逸;朱柏羊;程阳;国暄 -专利权人： 北京空天技术研究所
申请日： 2019-12-20 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置，方法包括：对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型；基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项；应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。本申请能够有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和稳定性。
升力飞行器制导侧向耦合控制方法装置

[发明专利]一种带有落角约束的导引控制一体化方法-CN202010438798.3有效
发明人：冯大伟;吴嘉梁;范宇;姚德清;田方澍;杨胜江;刘超逸;朱柏羊;程阳;国暄 -专利权人： 北京空天技术研究所
申请日： 2020-05-22 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提供一种带有落角约束的导引控制一体化方法，包括以下步骤：步骤一，建立带有落角约束角速度的飞行器导引控制一体化模型；步骤二，根据飞行器的导引控制一体化模型和反步滑模控制方法，设计滑膜面和Lyapunov函数；步骤三，根据设计的滑膜面和Lyapunov函数，设计导引控制的控制量；步骤四，根据导引控制的控制量，对飞行器进行控制。本发明通过反步滑模的设计实现飞行器导引控制一体化设计，将制导和控制回路进行联立设计，降低回路响应时间，实现提升控制性能。
一种带有约束导引控制一体化方法

[发明专利]面向高速飞行器复杂内流数值模拟的高精度湍流建模方法-CN202310643760.3有效
发明人：郑耀;张继发;张阳;王刚;张帅;关成启 -专利权人：浙江大学;北京空天技术研究所
申请日： 2023-06-02 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种面向高速飞行器复杂内流数值模拟的高精度湍流建模方法，包括：构建雷诺平均RANS方程；识别传统的湍流模式，基于Boussinesq假设的涡黏性模式，得到传统涡黏性模型；修正非线性因素，在传统涡黏性模型后面添加2个非线性项。本发明可以克服传统湍流模式无法准确预测非线性流场特征的缺陷，特别适合于表征亚/超声速飞行器中流动分离、二次流、激波/边界层干扰、膨胀波、马赫盘、强剪切层等具有强非线性的复杂流动现象和流场结构，且任何基于Boussinesq假设的涡黏模型均可以适用于该湍流建模方法，该发明方法可以显著提高亚/超声速飞行器复杂流动的计算精度，有助于准确预测飞行器及其推进系统的气动性能。
面向高速飞行器复杂内流数值模拟高精度湍流建模方法

[发明专利]舵效快速估算方法-CN201910292068.4有效
发明人：黄俊森;戴梧叶;李超;卢志毅 -专利权人： 北京空天技术研究所
申请日： 2019-04-12 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种舵效快速估算方法。该方法包括：基于飞行器零舵偏基准状态进行CFD计算得到零舵偏基准状态下舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy；对气动力系数Cy进行中心插值获得舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α；基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量基于气动力系数增量估算舵效由此，能够考虑弹身干扰影响实现舵效的高精度快速估算。
快速估算方法

[发明专利]一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理系统设计方法-CN202010020090.6有效
发明人：于鹏;汪颖;向安定;邵文清;谢宗齐;石峰;梁磊 -专利权人： 北京空天技术研究所
申请日： 2020-01-09 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理系统设计方法，所述方法包括：基于主油箱结构模型，建立无内置油箱的主油箱传热模型；基于无内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线，确定燃油目标温度时的燃油消耗量；基于燃油目标温度时的燃油消耗量确定内置油箱初始容积；基于主油箱结构模型和内置油箱初始容积，建立有内置油箱的主油箱传热模型；基于有内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线的最高温度、燃油目标温度和内置油箱初始容积，确定内置油箱最终容积。本发明能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。
一种控制高速飞行器燃油输油管理系统设计方法

[发明专利]基于飞行试验数据的弹道重构方法-CN202010137660.X有效
发明人：朱柏羊;柳青;邱华兵;杨胜江;祝姣;刘超逸;吴嘉梁;田方澍;程阳 -专利权人： 北京空天技术研究所
申请日： 2020-03-02 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该方法包括：获取飞行器的实际飞行参数；根据实际飞行参数分别解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识；根据实际飞行参数分别解算飞行器的理论受力和理论受力矩；根据飞行器的实际受力和理论受力解算飞行器受力的天地差异，并根据飞行器的实际受力矩和理论受力矩解算飞行器受力矩的天地差异；根据飞行器受力的天地差异和飞行器受力矩的天地差异进行弹道重构，并根据弹道重构的结果判断飞行器是否正确执行制导控制策略以及力学特性辨识是否正确以验证重构弹道。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中弹道重构方法通用性和可靠性低的技术问题。
基于飞行试验数据弹道方法

[发明专利]一种飞行器机动轨迹的过渡段轨迹生成方法及装置-CN201911325528.5有效
发明人：柴琨琦;赵彪;孟飞;杨令飞;李子愚 -专利权人： 北京空天技术研究所
申请日： 2019-12-20 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提供一种飞行器机动轨迹的过渡段轨迹生成方法及装置，所述方法包括：获取机动轨迹对应的基准机动轨迹参数方程和基准参数；其中，所述机动轨迹是预设的；根据所述基准机动轨迹参数方程和基准参数以及过渡衔接点时刻，计算获得过渡衔接点的飞行参数；其中，所述过渡衔接点时刻是预设的；根据所述过渡衔接点的飞行参数、所述过渡衔接点时刻以及过渡段轨迹参数方程，获得过渡段轨迹；其中，所述过渡段轨迹参数方程是预设的。所述装置用于执行上述方法。本发明实施例提供的飞行器机动轨迹的过渡段轨迹生成方法及装置，提高了过渡段轨迹的生成效率。
一种飞行器机动轨迹过渡生成方法装置

[发明专利]高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法-CN201910655708.3有效
发明人：贺济洲;康宏琳;郭德春;周丹;贾文利 -专利权人： 北京空天技术研究所
申请日： 2019-07-19 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法，该试验模型在试验件的一侧设置制造激波工装，用于产生满足干扰区热环境要求的激波，该试验方法通过试验模型参数设计、试验状态参数设计及覆盖性计算，获得满足考核要求的试验模型和试验状态。本发明解决了由于风洞能力限制导致传统的前缘电弧风洞考核试验对于飞行条件覆盖性不足问题，利用制造激波的方式实现了高速飞行器前缘干扰区的电弧风洞考核。使用本试验方法，实现了对高速飞行器前缘干扰区高热流、高压力和大温度梯度的考核，为飞行器结构方案提供支撑。
高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型方法

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