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[发明专利]一种基于主动流动控制的高速飞行器减阻闭环控制方法-CN202111250067.7有效
发明人：石伟;胡国暾;张涛;张静;蔡巧言;刘杰平;张莽;马元宏;李小艳;解海鸥;孙兵;万爽;吕计男;李配缘;张书雨;韩旭;石铄 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2021-10-26 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于主动流动控制的高速飞行器减阻闭环控制方法，属于飞行器主动流动控制技术领域；在飞行器的气动外形上设置等离子体合成射流激励器；建立基于当前飞行器上激励器布局的控制能力数据库；预先规划飞行器的飞行轨迹及不同飞行高度下对应的飞行马赫数；获得飞行器的实际飞行高度和飞行马赫数；将飞行器的实际飞行参数与规划飞行参数对比，确定实际飞行阻力的调节需求；计算所需激励器控制参数的具体数值；按照所需激励器控制参数进行主动流动控制；重复步骤四至步骤七，实现闭环反馈的飞行器减阻主动流动控制，直至飞行任务结束；本发明将主动流动控制和飞行参数实时采集相结合的高速飞行器减阻闭环控制方法，提升了飞行器整体性能。
一种基于主动流动控制高速飞行器闭环控制方法

[发明专利]柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法-CN202011432619.1有效
发明人：侯英昱;吕计男;肖维忠;付志超;王昕江 -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： 2023-04-18 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法，包括：机身主体，机身主体的前端设有头罩，头罩通过3D打印制得；机翼，机翼可拆卸的安装于机身主体上；尾翼角度调节块，尾翼角度调节块可拆卸的安装于机身主体的尾端，尾翼角度调节块上设有尾翼插槽，尾翼插槽中设有固定结构，尾翼角度调节块为多个且每个尾翼角度调节块上的尾翼插槽与尾翼角度调节块的底面之间形成的夹角不同；尾翼，尾翼通过固定结构可拆卸的安装于尾翼插槽中。本发明能够在保证模型气动相似与缩比相似的基础上，降低模型加工成本，缩短加工周期，并实现机翼与尾翼的便捷拆装、模块化迭代。
柔性飞行器风洞气动弹性试验模型制造方法

[发明专利]大攻角非线性分离流气动力修正方法-CN202211321606.6在审
发明人： 吕计男;解海鸥;胡国暾;马元宏;孙兵;万爽;石伟;李小艳;张莽;刘杰平;张涛;张静;李华光;荣华;郑宏涛;朴忠杰;邱丰;石铄;孟群智;程琳 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2022-10-26 - 公布日： 2023-04-04 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，包括采用DES方法得到零减缩频率下飞行器表面压力分布数据；对飞行器表面区域进行面元划分，并基于各面元的几何信息，采用偶极子格网法生成AIC矩阵AIC；根据AIC得到各面元的气动力和力矩，利用各面元的气动力和力矩生成零减缩频率下全部面元的气动力矩阵ADLM,k＝0；将采用DES方法得到的飞行器表面压力分布数据插值到各面元上，得到全部面元的气动力矩阵ADES；根据ADLM,k＝0和ADES，得到力矫正矩阵W；利用力矫正矩阵W对AIC矩阵AIC进行修正，得到修正气动力影响系数矩阵AIC*；采用修正气动力影响系数矩阵AIC*，进行气动力修正和气动弹性计算，完成大攻角非线性分离流气动力修正。本发明能够兼具CFD的计算精度和工程方法的计算效率。
大攻角非线性分离流气动力修正方法

[发明专利]一种跨声速非线性气动力修正方法-CN202211321276.0在审
发明人： 吕计男;解海鸥;胡国暾;马元宏;孙兵;万爽;石伟;刘杰平;李小艳;张莽;郑平军;张涛;王飞;蔡巧言;张化照;韩鹏鑫;褚光远;袁利平;曾凡文;朱长军 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2022-10-26 - 公布日： 2023-04-04 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种跨声速非线性气动力修正方法，包括采用偶极子格网法生成气动力影响系数矩阵AIC以及全部面元的下洗速度矩阵W；采用定常CFD方法得到飞行器外流场速度数据，提取各面元的下洗速度；根据下洗速度得到附加迎角；根据附加迎角得到有效迎角；根据有效迎角得到修正下洗速度，进而得到下洗速度修正矩阵We；根据下洗速度矩阵W和下洗速度修正矩阵We得到AIC转换矩阵Wt；利用Wt对AIC进行修正，得到修正的气动力影响系数矩阵AICe；利用修正的气动力影响系数矩阵AICe对气动力进行修正。本发明兼顾计算精度与分析效率，可以实现总体设计的快速迭代要求，提高工程气动力方法的分析精准度。
一种声速非线性动力修正方法

[发明专利]静气动弹性低动态试验数据提取方法、装置、介质及设备-CN202011424897.2有效
发明人：王昕江;付志超;吕计男;郭力 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-08 - 公布日： 2022-12-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了静气动弹性低动态试验数据提取方法、装置、介质及设备，该方法包括：步骤1：获得机翼的多组应变数据；步骤2：获得多个首次聚类的类心；步骤3：分别计算每组应变数据与每个聚类类心之间的距离；步骤4：针对每组应变数据，将应变数据归属到距离的最小值对应的聚类中；步骤5：针对每个聚类，判断聚类中的每组应变数据是否为无效的应变数据，并删除；步骤6：重新计算每个聚类的类心；步骤7：针对每组无效的应变数据，重复执行步骤3‑6，当再次判断无效的应变数据无效时，将最后一次删除无效的应变数据后重新计算的聚类的类心作为对应风速下的机翼应变量。本发明得到不同风速下的机翼应变，对于柔性飞行器静气动弹性试验尤为重要。
气动弹性动态试验数据提取方法装置介质设备

[发明专利]一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法-CN202010152241.3有效
发明人：侯英昱;吕计男;刘子强 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-03-06 - 公布日： 2022-10-28 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明涉及一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，属于气动弹性试验技术领域；步骤一、在原有翼舵模型的侧面设置5组节点,测量获得在加载载荷下翼舵模型各节点的变形量；步骤二、有限元建立翼舵平板模型；步骤三、在平板翼面按步骤一的位置设置5组节点,调整10个节点的弹性模量和泊松比,获得与原有翼舵模型相同的刚度分布；步骤四、根据弯曲刚度方程和扭转刚度方程，对平板翼面的4个分段进行调整；步骤五、将调整后的翼舵平板模型作为实际翼舵模型骨架；并在平板翼面的外部包覆泡沫；构建完整的实际翼舵模型；本发明通过仿真分析结合地面加载试验的方式能够有效地减少结构分析的难度，简化计算模型，又可以真实模拟结构的刚度分布规律。
一种未知刚度分布翼舵面全弹性模型设计方法

[发明专利]一种带进气道的全弹性模型设计方法-CN202010152243.2有效
发明人：侯英昱;吕计男;朱剑;刘子强 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-03-06 - 公布日： 2022-10-28 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及一种带进气道的全弹性模型设计方法，属于航天航空进气道设计领域；步骤一、建立与现有模型尺寸比例为1：1的风洞模型；步骤二、在风洞模型的轴向尾端开设柱形凹槽；步骤三、沿现有模型轴向等间距分为n个截面；测量现有模型的进气道在各截面处的截面积；步骤四、在风洞模型的内部底部设置U形凹槽；步骤五、在风洞模型的内部顶部均匀开设n个倒T形开口；步骤六、在柱形凹槽的内壁设置2个模型固定孔；步骤七、将支杆与风洞模型固定连接；步骤八、在风洞模型外表面涂漆，实现将倒T形开口的竖直面开口封闭。本发明可以真实模拟飞行器内部外部的流场，又模拟结构刚度分布，满足结构的动力学相似，实现该弹性模型动力学特征的真实模拟。
一种带进弹性模型设计方法

[发明专利]一种基于做功原理的天地往返飞行器颤振判断方法-CN202111265833.7有效
发明人： 吕计男;解海鸥;胡国暾;刘杰平;马元宏;褚光远;孙兵;万爽;张涛;郑平军;张静;蔡巧言;张化照;李配缘;曾凡文;曹魏;乙冉冉 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2021-10-28 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于做功原理的天地往返飞行器颤振判断方法，定义虚拟气动力做功为广义气动力与广义位移的乘积，通过在亚迭代中实时计算虚拟气动力做功，并通过时域数据发展的阻尼特性判断气动力对结构做功的情况，进而判断飞行器的颤振是否发散。本发明虚拟气动力做功相对广义位移为先验指标，可以及早发现气动弹性发散现象，有效减少数值模拟需要的时间代价，具有较高的工程应用价值。
一种基于做功原理天地往返飞行器判断方法

[发明专利]一种双机身模型四点支撑固定装置-CN202010148689.8有效
发明人：侯英昱;吕计男;刘子强 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-03-05 - 公布日： 2022-01-04 - 主分类号： G01M5/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种双机身模型四点支撑固定装置，属于气动弹性试验技术领域；包括双孔固定弯刀、2个支杆、2个后节点支撑套、2个前节点支撑套、2个前节点柱面固定板、2个前支撑套紧固螺柱；双孔固定弯刀包括2个中空柱状连接筒和1个连接杆；其中1个支杆同轴与其中1个连接筒对接；另1个支杆同轴与另1个连接筒对接；每个支杆的中部外壁套装1个后节点支撑套；每个支杆的轴向头端套装一个前节点支撑套；每个前节点支撑套与对应支杆之间通过1个前支撑套紧固螺柱固连；每个前节点支撑套的顶部对应设置一个前节点柱面固定板；本发明实现了双机身全弹性模型的振动特征试验的弹性固定。
一种双机模型四点支撑固定装置

[发明专利]一种薄壁模型双梁铰接结构及动力学试验支撑方法-CN201811313745.8有效
发明人：侯英昱;季辰;刘文斌;刘子强;吕计男 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2018-11-06 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种薄壁模型双梁铰接结构及动力学试验支撑方法，其中铰接结构包括：支杆固定套、两根弹性梁、模型固定瓣、模型支撑套、支杆；支杆固定套、弹性梁、模型固定瓣为一体化加工，两根弹性梁在同平面平行放置，支杆固定套、模型固定瓣分别连接于弹性梁两端；支杆固定套与支杆固定，模型固定瓣与模型支撑套固定；模型支撑套与试验模型固定，进而实现试验模型相对支杆的弹性固定。这种铰接结构可以更准确地进行模型振动模态的模拟，从而达到提高试验精度、增加风洞试验模拟的准确性的目的。
一种薄壁模型铰接结构动力学试验支撑方法

[发明专利]一种转轴式模型铰接固定结构及转轴支撑方法-CN201811313772.5有效
发明人：侯英昱;季辰;刘子强;吕计男 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2018-11-06 - 公布日： 2020-12-18 - 主分类号： F16C11/04 文献下载
摘要：一种转轴式模型铰接固定结构及转轴支撑方法，所述的结构包括：支杆、转轴杆件、两片卡件、两个端部固定螺母；所述的支杆沿径向对称设置两个圆台孔，圆台的上底位于支杆的轴线上；模型径向设置安装通孔，支杆位于模型内部且支杆上的圆台孔与上述安装通孔同轴，转轴杆件位于上述同轴的孔内，两个带有中心圆孔的卡件套在转轴杆件上且置于上述圆台孔和安装通孔内，转轴杆件两端设置螺纹与端部固定螺母配合保证两个卡件顶紧并使得模型只有绕转轴杆件转动的自由度。本发明可以更准确地进行模型振动模态的模拟，从而实现提高试验精度、增加风洞试验模拟的准确性的目的。
一种转轴模型铰接固定结构支撑方法

[发明专利]用于高性能并行计算的数据存储封装方法、系统及介质-CN201711445533.0有效
发明人：郭力;吕计男 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2017-12-27 - 公布日： 2020-12-18 - 主分类号： G06F9/54 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于高性能并行计算的数据存储封装方法、系统及介质。其中，该方法包括如下步骤：判断某一进程模块的接收模块的标识与数据存储模块的标识是否相等；如果接收模块的标识与数据存储模块的标识相等，则对本地数据进行计算；如果接收模块的标识与数据存储模块的标识不相等，将本地数据中的待发送数据进行复制并存储到发送数组模块中；其余进程模块中的接收模块接收复制的待发送数据，将复制的待发送数据复制存储到相对应进程模块中的数据存储模块；对复制的待发送数据进行计算，同时将该进程模块中的接收数组模块的标识设置为与该进程模块中的存储数组模块的标识相等。本发明减少了通信次数，提高了高性能并行计算效率。
用于性能并行计算数据存储封装方法系统介质

[发明专利]一种舵面间隙风洞试验模拟装置-CN201811279446.7有效
发明人：付志超;刘子强;陈占军;吕计男;侯英昱 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2018-10-30 - 公布日： 2020-07-14 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种舵面间隙风洞试验模拟装置，模型主轴(3)的一端通过模型固定法兰盘(2)与舵面模型(1)固连；模型主轴(3)的另一端固连扭转弹簧板(6)，扭转弹簧板(6)的自由端插入固定基座(10)的凹槽内且二者之间有间隙，间隙通过安装在固定基座(10)上的间隙控制螺钉/螺栓(9)可调，通过扭转弹簧板(6)的弯曲实现对模型扭转刚度的控制；扭转弹簧板(6)的变形通过模型保护柱(8)进行限位；轴承(5)安装于模型固定套(4)内部，模型主轴(3)穿过两个轴承(5)，使用模型固定套(4)实现对主轴扭转以外自由度的固定。本发明通过调整间隙的大小实现对线性和非线性状况的模拟。
一种间隙风洞试验模拟装置

[实用新型]一种基于电磁加热的温度控制风洞装置-CN201920954842.9有效
发明人： 吕计男;郭力;范学领;江鹏;李定骏;杨镠育 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院;西安交通大学
申请日： 2019-06-24 - 公布日： 2020-04-10 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种基于电磁加热的温度控制风洞装置，包括加热装置、水冷设备、温控箱；所述的加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层外罩板，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，二者通过两端支撑板固定；上述外罩板的两端亦通过所述的两端支撑板固定；居于内层的外罩板外端面缠绕电磁线圈，电磁线圈的自由端均通过温控线路和温控线路接口与温控箱相连；水冷管道固定在安装支撑板上，并通过水冷输送管道与水冷设备相连。
一种基于电磁加热温度控制风洞装置

[实用新型]一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置-CN201920954863.0有效
发明人： 吕计男;郭力;范学领;江鹏;李定骏;杨镠育 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院;西安交通大学
申请日： 2019-06-24 - 公布日： 2020-02-14 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置，包括加热装置、水冷设备、气冷设备、温控箱；加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层石英玻璃罩和聚光外壳，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，上述部件通过两端支撑板固定；若干石英灯构成加热阵列置于上述两层石英玻璃罩之间，且石英灯灯端两头与石英玻璃罩固连；石英灯灯端两头电极分别与水冷管道和电极圈相连；水冷管道通过水冷管道接口、水冷管道与水冷设备相连；电极圈通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；温度传感器通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；气冷管道设置在聚光外壳外侧，出口与由两层石英玻璃罩和试验段支撑板构成的封闭空间连通，入口通过气冷输送管道与气冷设备相连。
石英玻璃罩水冷管道温控线路石英灯温控箱两层加热装置聚光外壳气冷设备石英玻璃水冷设备电极圈气冷温度传感器安装框架封闭空间风洞装置管道设置加热阵列两端支撑输送管道依次设置板固定试验段支撑板电极固连加热连通出口

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