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[发明专利]兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型-CN201610246929.1有效
发明人：韩忠华;孙祥程;许建华;宋文萍 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-04-20 - 公布日： 2017-03-29 - 主分类号： B64C3/14 文献下载
摘要：本发明提供一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，该新概念翼型的最大厚度为4.0％C，最大厚度位置为47.4％C，最大弯度为1.17％C，最大弯度位置为74.4％C，其中，C为翼型弦长。本发明提供的兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，其在高超声速状态下的升阻特性优于常规高超声速翼型，而在跨声速状态下比常规高超声速翼型具有更加优异的升阻特性，从而满足了高超声速飞行器的跨声速爬升阶段和高超声速巡航阶段的性能需要
兼顾声速高超气动性能新概念

[发明专利]一种基于三电极火花放电热射流的高超声速飞行器头部减阻方法-CN201811153135.6在审
发明人：罗振兵;周岩;夏智勋;王林;刘强;高天翔 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-09-30 - 公布日： 2019-01-22 - 主分类号： B64C23/00 文献下载
摘要：一种基于三电极火花放电热射流的高超声速飞行器头部减阻方法，在高超声速飞行器的头部顶点位置安装单个三电极火花放电热射流激励器；高超声速飞行器飞行过程中，开启激励器，激励器高速喷出高速气体热射流；在高速气体热射流的作用下，高超声速飞行器头部的弓形激波远离高超声速飞行器头部壁面，弓形激波的强度减弱，使得弓形激波后的压力降低，并且高速气体热射流在高速自由来流的作用下反向回流附着在高超声速飞行器头部以及靠近高超声速飞行器头部的外表壁面上，在激励器的射流出口附近形成回流区，回流区内的气体密度较低、气压较小，使得高超声速飞行器头部以及靠近高超声速飞行器头部的外表壁面的压力降低，从而降低高超声速飞行器阻力。
高超声速飞行器射流高速气体弓形电热激励器三电极激波火花外表壁减阻射流激励器顶点位置飞行过程强度减弱射流出口回流区头部壁附着喷出气压自由

[发明专利]一种高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法-CN202010226310.0有效
发明人：王南天;许晓斌;邹琼芬;王雄;孙鹏 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2020-03-27 - 公布日： 2021-09-07 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法。该数据处理方法针对在高超声速风洞模型上添加附加传感器比较困难的实际情况，仅基于高超声速风洞试验数据本身，采用基于方差极小值自适应分段、分段拟合及数据融合等步骤，实现了高超声速风洞连续变攻角试验数据处理。本发明的高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法，提高了超声速风洞连续变攻角试验数据处理精度，有助于推进高超声速风洞连续变迎角试验的推广应用，提升高超声速风洞试验效率。
一种高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法

[发明专利]一种高超声速临近空间飞行器航迹跟踪方法-CN201510076266.9有效
发明人：廖桂生;徐雪菲;廖瑞乾;杨志伟 -专利权人：西安电子科技大学
申请日： 2015-02-12 - 公布日： 2017-04-19 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明属于雷达目标跟踪技术领域，特别涉及一种高超声速临近空间飞行器航迹跟踪方法，其具体步骤为根据高超声速临近空间飞行器在巡航段所受到的地球万有引力、气动阻力和气动升力，建立高超声速临近空间飞行器在巡航段的运动模型；根据高超声速临近空间飞行器在再入段所受到的地球万有引力、气动阻力、气动升力和发动机控制力，建立高超声速临近空间飞行器在再入段的运动模型；根据高超声速临近空间飞行器在再入段和巡航段的回波数据，得出高超声速临近空间飞行器在再入段和巡航段的航迹；在高超声速临近空间飞行器在再入段和巡航段的航迹中，将不符合高超声速临近空间飞行器运动模型的点迹去除。
一种高超声速临近空间飞行器航迹跟踪方法

[发明专利]一种基于一维成像探测的高超声速目标精确测距测速方法-CN202211623281.7在审
发明人：庄志洪;常多;王宏波;张容俊 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2022-12-16 - 公布日： 2023-03-17 - 主分类号： G01S13/58 文献下载
摘要：本申请提供一种基于一维成像探测的高超声速目标精确测距测速方法，包括：步骤10，高超声速目标一维距离成像；步骤20，高超声速目标的距离测量；步骤30，高超声速目标的速度粗估计；步骤40，高超声速目标的速度精细测量
一种基于成像探测高超声速目标精确测距测速方法

[发明专利]串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法-CN201911294179.5在审
发明人：吴杰;陈坚强;黄冉冉;袁先旭 -专利权人：华中科技大学;空气动力学国家重点实验室
申请日： 2019-12-16 - 公布日： 2020-04-14 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法，属于串列式超声速及高超声速低湍流度风洞及静风洞设计领域，通过将多孔材料置于串列式超声速及高超声速风洞的安定段内，可以在不破坏流场结构的同时对声波、涡波和熵波这些扰动波进行一部分的吸收，同时多孔材料具有较强的结构强度，可以在较大马赫数范围内承受超声速及高超声速风洞中产生的强激波冲击而内部结构不被破坏。将多孔材料垂直置于串列式超音速风洞的安定段中时，多孔材料构成的主体吸收流场扰动，减弱激波强度，将流动分离产生的大分离涡进行过滤，进而提高超声速及高超声速风洞试验段入口的流场均匀度，提升风洞实验的可信度。
串列超声速高超声速风洞及其方法

[发明专利]超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法-CN201611252569.2有效
发明人：周勇为;李存标 -专利权人：北京大学
申请日： 2016-12-30 - 公布日： 2019-03-29 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，该超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量；根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平
超声速高超声速静音风洞喷管抽吸流量计算方法

[发明专利]一种高超声速目标表面动态温度建模方法-CN201810007755.2有效
发明人：段然 -专利权人：北京环境特性研究所
申请日： 2018-01-04 - 公布日： 2021-05-11 - 主分类号： G06F17/11 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速目标表面动态温度建模方法，建立湍流N‑S方程，还包括：(1)根据高超声速目标气动加热的过程数据建模；(2)模拟所述高超声速目标的表面材料和结构的瞬态热传导的数据并建模；(3)将高超声速目标气动加热的过程数据和模拟目标材料结构的瞬态热传导的数据进行耦合计算；(4)确定高超声速目标的动态表面温度，并根据其数值完成动态温度建模。本发明有效的模拟高超声速目标表面温度动态变化过程，形成气动加热与结构传热的耦合技术，提高了高超声速目标温度场仿真的计算精度和效率。
一种高超声速目标表面动态温度建模方法

[发明专利]一种高超声速飞行器横向不对称在线配平控制方法-CN202310211884.4在审
发明人：曾宏刚;杨祖强;李堃;何兴秀 -专利权人：中国航空研究院
申请日： 2023-03-07 - 公布日： 2023-05-26 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本申请是一种高超声速飞行器横向不对称在线配平控制方法，通过先构建横侧向不对称高超声速飞行器模型，而后早横侧向不对称高超声速飞行器模型中，设定高超声速飞行器的侧滑角和横滚角判断阈值，进行高超声速飞行器横侧向不对称检测，判断是否存在横侧向不对称，若存在，则根据检测到的异常信息判断高超声速飞行器是否可控，如果不可控，则通过控制律重构的方式对高超声速飞行器的方向舵进行动态控制，从不对称性模型构建、检测方法、能控性分析、自动配平控制律设计等方面给出了高超声速横向不对称的系统性解决方案，无需增加额外配平舵面，即可修正不对称带来的滚转和侧滑，保证高超声速飞行器的飞行安全。
一种高超声速飞行器横向不对称在线控制方法

[发明专利]一种基于零和博弈的高超声速飞行器状态约束容错控制方法-CN202310302104.7有效
发明人：任文静 -专利权人：合肥工业大学
申请日： 2023-03-27 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于零和博弈的高超声速飞行器状态约束容错控制方法，包括：建立含有质心偏移量的高超声速飞行器姿态动力学模型，引入时变高超声速飞行器状态安全约束函数，将高超声速飞行器受到的偏心力矩与执行器部分失效故障输入到容错控制框架中，设计带有状态约束的高超声速飞行器姿态角控制策略和姿态角速率控制策略，得到容错安全控制器；引入零和博弈性能指标，将高超声速飞行器在状态安全约束下的性能与高超声速飞行器姿态动力学模型对不确定性的补偿能力形成零和博弈，优化补偿容错安全控制器，保障高超声速飞行器的安全。本发明高超声速飞行器状态约束容错控制方法在发生异常质心偏移时，仍能够安全完成飞行任务。
一种基于博弈高超声速飞行器状态约束容错控制方法

[发明专利]一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法-CN201910333259.0有效
发明人：王玉惠;冯星凯;吴庆宪;张晓辉;侯思远;徐超 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2019-04-24 - 公布日： 2021-01-15 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，包括：建立高超声速飞行器纵向系统模型；针对高超声速飞行器飞行特点，提出针对高超声速飞行器的动态耦合分析方法；将高超声速飞行器动态耦合分析方法应用于高超声速飞行器纵向系统模型，得出轨迹变量、姿态变量和控制输入变量间的动态耦合关系矩阵；利用得出的动态耦合关系矩阵，设计高超声速飞行器纵向系统协调控制器。
一种基于动态耦合分析高超声速飞行器协调控制方法

[发明专利]一种适用于高超声速飞行器的高精度数值模拟方法-CN202211089524.3在审
发明人：屈峰;刘青松;周伯霄;孙迪;白俊强 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-09-07 - 公布日： 2022-12-20 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种适用于高超声速飞行器的高精度数值模拟方法，首先建立高超声速飞行器几何模型与计算域，并划分和读取高超声速飞行器计算网格，获得网格信息并根据来流条件赋予初值；再对控制方程进行离散，得到有限体积形式的半离散格式；之后根据高超声速飞行器计算域中网格单元均值获得网格单元界面两侧的重构值；利用所有网格单元界面两侧的重构值，获得高超声速流场中所有网格单元界面高斯点处的重构值用于多维黎曼求解器；利用得到的多维黎曼求解器求得界面通量；根据界面通量确定残差，并进行时间推进求解，得到最终的高超声速飞行器流场。本发明能够为更加精准的高超声速数值模拟任务和高超声速飞行器设计工作提供技术支撑。
一种适用于高超声速飞行器高精度数值模拟方法

[发明专利]一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法-CN201310530708.3有效
发明人：鲜斌;张垚;刘洋 -专利权人：天津大学
申请日： 2013-10-30 - 公布日： 2017-05-17 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法确定高超声速飞行器的动力学模型；定义高超声速飞行器速度、高度和攻角跟踪误差；定义集合Σ为表征高超声速飞行器系统状态处于设定范围内的紧集，当所有高超声速飞行器系统状态和输入保持在集合Σ内，弹性模态向量有欧几里得范数上界；设计高超声速飞行器速度通道控制系统，即设计高增益观测器对速度误差系统中未知函数及扰动进行在线估计及速度通道控制器；设计高超声速飞行器高度通道及攻角通道控制系统。本发明对高超声速飞行器的建模不确定性、参数摄动以及外界未知扰动有很好的鲁棒性，计算量小可调控制增益丰富，可以满足大部分飞行情况。
一种基于增益观测器高超声速飞行器非线性控制方法

[发明专利]一种高超声速巡航飞机飞行性能优化分析方法-CN202110569338.9有效
发明人：姚彦龙;姜浩 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2021-05-25 - 公布日： 2022-09-20 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本申请属于高超声速巡航飞机飞行力学领域，特别涉及一种高超声速巡航飞机飞行性能优化分析方法。包括：步骤一、确定飞行性能衡量指标，所述飞行性能衡量指标为起飞时刻飞机总质量与除燃料外飞机质量的比；步骤二、构建飞机高超声速巡航飞行的气动升力与重力的第一平衡方程，以及发动机推力与气动阻力的第二平衡方程；步骤三、确定飞机高超声速巡航的第一约束条件以及火箭助推的第二约束条件，求解出高超声速巡航的最佳速度。本申请的高超声速巡航飞机飞行性能优化分析方法，能够实现火箭动力高超声速巡航飞机最佳巡航的优化计算，可以快速获取最佳巡航速度与飞行距离的规律，提高了火箭动力高超声速巡航飞机方案收敛的速度。
一种高超声速巡航飞机飞行性能优化分析方法

[发明专利]一种高超声速飞行器专家智能控制方法及飞行器-CN201910547381.8有效
发明人：王鹏;汤国建 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-06-24 - 公布日： 2022-03-11 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供一种高超声速飞行器专家智能控制方法，包括：构建专家系统，在专家系统中预先建立高超声速飞行器的实时变形状态与PID控制器的控制参数一一对应的知识库；专家系统根据高超声速飞行器的实时变形状态确定高超声速飞行器的PID控制器的实时控制参数；PID控制器根据步骤S2所确定的实时控制参数对高超声速飞行器进行实时控制。设计出专家系统，根据高超声速飞行器的实时变形状态确定高超声速飞行器的PID控制器的实时控制参数，实现了控制参数的智能调节，提高了控制参数的适应能力，适用于高超声速飞行器控制系统设计，有效解决高超声速飞行器控制器控制参数调节困难的问题
一种高超声速飞行器专家智能控制方法

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