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[发明专利]基于预测建模的高超声速飞行器神经网络学习控制方法-CN201710789199.4有效
发明人：许斌;寿莹鑫 -专利权人：西北工业大学;西北工业大学深圳研究院
申请日： 2017-09-05 - 公布日： 2019-10-18 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于预测建模的高超声速飞行器神经网络学习控制方法，用于解决现有高超声速飞行器控制方法稳定性差的技术问题。技术方案是首先将高超声速飞行器纵向通道模型分解为速度子系统和高度子系统，再利用神经网络对高超声速飞行器系统存在的不确定性进行逼近，通过构造预测建模误差进行神经网络权重更新，提升神经网络闭环控制过程的系统学习能力由于针对两个子系统分别给出基于神经网络学习的控制器，可在线动态对不确定进行估计学习，实现不确定情形下的高超声速飞行器动力学控制。
高超声速飞行器神经网络学习神经网络建模误差建模预测逼近闭环控制过程动力学控制速度子系统自适应能力不确定性构造预测控制系统模型分解权重更新系统学习在线动态纵向通道控制器快速性再利用学习

[发明专利]非平稳高超声速飞行器轨迹优化自适应最优控制系统-CN201911149073.6有效
发明人：许杵;郑总准;王文海;徐国强;张泽银;王森;刘兴高 -专利权人：浙江大学
申请日： 2019-11-21 - 公布日： 2021-04-09 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种非平稳高超声速飞行器轨迹优化自适应最优控制系统，用于对飞行器轨迹进行控制。高超声速飞行器到达再入段空域后，飞行器微控制单元MCU自动执行内部自适应优化算法，得到使高超声速飞行器航程最远的轨迹优化控制策略，飞行器微控制单元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。
平稳高超声速飞行器轨迹优化自适应最优控制系统

[发明专利]一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置-CN202210174044.0有效
发明人：张长丰;何平伟;张利波;张伟;李腾骥;王树民;黄飓;刘俊 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2022-04-26 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：该实验装置安装在高超声速风洞的中心空腔内、位于高超声速风洞的中心轴线上、整体为轴对称的管型结构，以高超声速风洞来流为前方，从前到后依次包括：与风洞稳定段出口连接的前接口段、整流锥段、均温段、与风洞实验段入口连接的稳定段、具有非传力供气桥作用的喷管过渡段、位于高超声速风洞实验段的待测实验喷管，待测实验喷管的后端安装有燃气舵，燃气舵的舵面伸入待测实验喷管的喷流流场中，舵面前缘迎向喷流流场。该实验装置利用高超声速风洞模拟发动机喷流，采用铰链力矩天平测量燃气舵的气动力和力矩，采用环式六分量天平测量待测实验喷管和燃气舵的综合六分量气动力和力矩。
一种燃气喷管一体化风洞测力实验装置

[发明专利]具有热能利用系统的高超声速飞行器及其流动控制方法-CN202110709684.2有效
发明人：罗振兵;谢玮;周岩;王林;邓雄;程盼;彭文强 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-06-25 - 公布日： 2022-06-14 - 主分类号： B64C30/00 文献下载
摘要：本发明公开一种具有热能利用系统的高超声速飞行器及流动控制方法，涉及高超声速飞行器热管理与流动控制领域。通过在高超声速飞行器的头部位置设置超临界CO2换热微通道以进行换热，超临界CO2流过超临界CO2<换热微通道吸收大量热量实现飞行器头部降热，高温高压超临界CO2随后冲击透平做功，并通过发电机将超临界CO2所携带的高超声速气体内能转化为电能可用于飞行器各系统的供电；随后充分利用经历热能利用过程的高压CO2气体，在飞行器头部及尾翼前缘喷射高压射流控制头部激波和尾翼激波，从而降低飞行器头部和尾翼热流和阻力，实现高超声速飞行器降热减阻
具有热能利用系统高超声速飞行器及其流动控制方法

[发明专利]一种高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法-CN202211587408.4有效
发明人：叶致凡;赵瑾;李志辉;文东升 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-12-12 - 公布日： 2023-02-17 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器防热结构烧蚀行为多尺度预测方法，包括步骤：将高超声速来流远场边界条件输入宏观CFD求解器中进行高超声速飞行器外流场的数值模拟；提取壁面组分质量分数和温度分布；通过微观RMD求解器得到记录均方位移数据的msd.txt文件和原子轨迹文件；通过MSD方法及Fick定律计算得到质量损失率与材料密度的比值，即烧蚀后退速率；将其输入CFD求解器进行网格重构和瞬态计算，得到高超声速飞行器外流场随飞行器壁面烧蚀后退的瞬态变化情况该方法采用宏观微观耦合的多尺度预测，相比单一的宏观或微观模拟精度更高，对界面处烧蚀后退现象的表征更为准确，能够为高超声速飞行器烧蚀型热防护系统的发展研究提供必要的科学理论支撑。
一种高超声速飞行器防热结构行为尺度预测方法

[发明专利]一种涡流调控器以及一种飞行器-CN202310817361.4有效
发明人：李晓虎;张彬;涂国华;陈坚强;袁先旭;巩耕;陈阔 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
申请日： 2023-07-05 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： B64C21/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种涡流调控器以及一种飞行器，该涡流调控器包括设置于表面具有高超声速流体边界层的壁面，用于高超声速流向涡的转捩延迟控制，涡流调控器包括：设置在壁面上且凸出于壁面的三维粗糙元；其中，在气流来流方向上三维粗糙元位于高超声速流体的内卷涡和外卷涡相互作用区间内；在垂直于气流来流方向上三维粗糙元的中心位置点和流向涡对称中心线之间的距离不大于预设距离；三维粗糙元的外表面与壁面平滑过渡；三维粗糙元的高度与高超声速流体边界层的厚度之间的比值范围为0.3~0.6。本申请中的涡流调控器能够有效实现高超声速流体边界层的流向涡的延迟转捩的控制，有助于提升飞行器飞行的稳定性和的有效载荷。
一种涡流调控以及飞行器

[发明专利]基于斯特林循环的高超声速飞行器冷却系统-CN200910072323.0无效
发明人：秦江;鲍文;周伟星;于达仁 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2009-06-19 - 公布日： 2009-11-18 - 主分类号： B64G1/42 文献下载
摘要：基于斯特林循环的高超声速飞行器冷却系统，它涉及一种高超声速飞行器冷却系统。本发明的目的是为了解决现有的高超声速飞行器尤其是超燃冲压发动机冷却困难、冷却用燃料的流量大、热沉不足和需要给飞行器持续供电的问题。所述冷却通道的输出端通过管道与斯特林热机的输入端连接，所述斯特林热机的输出端通过管道与发电机的输入端连接，所述发电机的输出端通过管道与冷却器的高温侧输入端连接，所述冷却器的高温侧输出端通过管道与冷却通道的输入端连接，斯特林热机的工质为高超声速飞行器的冷却剂本发明用于高超声速飞行器的热防护和超燃冲压发动机的冷却。
基于斯特林循环高超声速飞行器冷却系统

[发明专利]超声速旋流天然气分离器的超声速扩压器-CN200710013703.8无效
发明人：曹学文;杜永军 -专利权人：曹学文
申请日： 2007-02-12 - 公布日： 2007-10-17 - 主分类号： B04C5/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于超声速旋流天然气分离器的超声速扩压器，是该分离器的重要部件，该扩压器由收缩管段、直管段、扩张管段和导流翼片四部分组成。该超声速扩压器内设2～6片导流翼片，可将旋流天然气流转化为轴流，具有较高的扩压效率，具有较强的抗压力波动干扰能力，能提高超声速旋流天然气分离器的升压比，增强超声速旋流天然气分离器的适用性。
超声速天然气分离器扩压器

[实用新型]一种对撞式超声速气流加速低热固相循环反应装置-CN201921953041.7有效
发明人：郭秋亭;林俊;路波;左金;林学东;范长海;张兆;陶洋;杜宁;周洪;杨可;陈植;彭汝芳;李江涛 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2019-11-13 - 公布日： 2020-07-28 - 主分类号： B01J8/08 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种对撞式超声速气流加速低热固相循环反应装置，包括：对撞式反应器；用于提供气源的气源控制系统，其通过管道与对撞式反应器连接；用于物料输送和取样的物料输送系统，其通过管道与对撞式反应器连接本实用新型的对撞式超声速气流加速低热固相循环反应装置采用在超声速喷管产生的超声速气流中心同轴送料的方式，利用超声速气流的强引射，使得颗粒能够顺利的馈入流场，而且使得固相颗粒运动速度限于轴向方向，大幅提高了反应器颗粒的动能和碰撞概率
一种超声速气流加速低热循环反应装置

[实用新型]一种超声速低温冷凝分离器-CN202120294563.1有效
发明人：贾麟;王学林 -专利权人：成都顺和润博科技有限公司
申请日： 2021-02-02 - 公布日： 2021-11-26 - 主分类号： B01D5/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种超声速低温冷凝分离器，包括进口端法兰盘，进口端法兰盘一侧连接有管道，锥芯内部连接有旋流装置，旋流装置一侧连接有腔，超声速冷凝管一侧连接有喉部喷管，扩压装置一侧连接有扩压腔，固定板表面连接有翼片，翼片一侧连接有切向气道，通过旋流装置、喉部喷管和收缩腔在极短时间内实现压力能与动能的相互转换，从而获得其压力、温度等状态参数的急剧变化，从而对液体脱液效率提高，通过设置翼片和切向气道可对超声速冷凝管的气体进行调节，减少了气体总能量的损失，可以更好地保持超声速冷凝管的旋转和超声速流场，提高了气液分离效果，扩压装置更好的让分离的气体回归正常气压。
一种超声速低温冷凝分离器

[发明专利]宽速域高超声速飞行器翼型多目标优化设计方法及折中翼型-CN202211384508.7在审
发明人：李春娜;郭啸;杨连波;方远;龚春林 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-11-07 - 公布日： 2022-12-20 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：提供一种宽速域高超声速飞行器翼型多目标优化设计方法及折中翼型，属于飞行器技术领域，该方法采用CST方法作为翼型参数化方法对翼型上下表面进行描述；确定设计变量、目标函数和约束条件从而确定优化问题；使用多目标优化算法求解所得优化问题，在前沿上选择所需的翼型；由此种方法得到的折中翼型，可以兼顾亚声速、超声速和高超声速时的升力和阻力特性。本发明得到的宽速域高超声速飞行器翼型在各目标工况其性能都得到了明显提升。
宽速域高超声速飞行器多目标优化设计方法折中

[发明专利]混压式超声速、高超声速进气道不起动振荡频率预测方法-CN201510202664.0有效
发明人：谭慧俊;张启帆;黄河峡;陈昊;孙姝;宁乐 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2015-04-24 - 公布日： 2015-09-09 - 主分类号： G06F19/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种混压式超声速、高超声速进气道不起动振荡频率预测方法，通过将单个振荡周期划分为进气道内腔体高压气体积蓄和口外不起动波系运动两个阶段，并依次通过将进气道通道内结尾激波系的前传过程转化为对其腔体储气量变化的定量分析，以及将来流总温对应的滞止声速作为不起动波系口外运动最高速度的方法，可对混压式进气道不起动振荡频率进行快速、准确的预估。该方法从振荡机理出发简化了振荡模型，且对进气道的几何参数无特定要求，因此该方法对不同形式的混压式进气道不起动振荡频率估算具有良好的通用性，且同时适用于混压式超声速进气道和高超声速进气道。
混压式超声速高超声速进气道不起动振荡频率预测方法

[发明专利]干扰观测变进气道高超声速飞行器模糊协调控制方法-CN201910276521.2在审
发明人：窦立谦;杜苗苗;苏晓彤;马秀俞;季春惠 -专利权人：天津大学
申请日： 2019-04-08 - 公布日： 2019-09-13 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明涉及高超声速飞行器控制，为提出用于存在外界干扰的变进气道高超声速飞行器模糊系统的协调控制方法，本发明，干扰观测变进气道高超声速飞行器模糊协调控制方法，步骤如下：第一部分，变进气道高超飞行器的严反馈形式的转化设计本发明主要应用于高超声速飞行器控制场合。
高超声速飞行器进气道非线性干扰协调控制观测器子系统控制器观测高度控制器速度控制器模糊模糊系统实时观测外界干扰鲁棒性飞行器反馈转化应用

[发明专利]一种少周期高场强相干THz辐射源产生系统-CN202010947318.6在审
发明人：王剑;余同普;刘德会;罗嘉琪;曾澝菡 -专利权人：内江师范学院
申请日： 2020-09-10 - 公布日： 2020-12-29 - 主分类号： H01S1/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种少周期高场强相干THz辐射源产生系统，包括超短脉冲激光器（100）及真空靶室系统（101），所述真空靶室系统（101）内设置有超声速喷嘴系统（102）、短焦距离轴抛物面镜（103）、离轴抛物面镜（104）及光路系统，所述超短脉冲激光器（100）连接短焦距离轴抛物面镜（103），短焦距离轴抛物面镜（103）连接超声速喷嘴系统（102），超声速喷嘴系统（102）连接离轴抛物面镜（104），离轴抛物面镜（104）连接光路系统；基于飞秒激光脉冲与超声速喷气靶或气室相互作用的方式产生高功率THz辐射源。
一种周期场强相干 thz 辐射源产生系统

[发明专利]一种固体火箭发动机喉衬材料抗侵蚀试验装置和试验方法-CN202111568720.4在审
发明人：张骞;程奂哲;杨忠凯;林国胜;朱旭;吴照;李飞 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2021-12-21 - 公布日： 2022-03-15 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明提供了一种固体火箭发动机喉衬材料抗侵蚀试验装置和试验方法，其结构包括电弧加热器、粒子播发系统、超声速喷管和喉衬材料模型，所述超声速喷管和所述电弧加热器连接，所述超声速喷管与所述电弧加热器之间设有所述粒子播发系统，所述粒子播发系统内装有三氧化二铝粒子，所述喉衬材料模型设置在所述超声速喷管的前端。
一种固体火箭发动机材料侵蚀试验装置试验方法