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公开(公告)号：CN116735146B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202311008961.2
申请日：2023-08-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/08 , B64F5/60 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06F18/214 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及风洞实验技术领域，提供了一种建立气动力模型的风洞实验方法及系统，对飞行器施加训练激励信号；获取传感器的传感器数据，得到训练样本；基于所述训练样本对OS‑ELM进行训练，得到气动力模型；对气动力模型的泛化能力进行验证。通过本发明建立的气动力模型可对施加于飞行器激励后产生的气动力具有良好的预测能力，针对不同的气动系数能够建立不同的气动力模型，实现多方位预测。并且在小幅值激励下训练得到的气动力模型对大幅值激励的气动数据也具有很好的预测效果，使得飞行器只需要在平衡点附近运动就能获得精度良好的全局气动力模型，有助于提高飞行试验效率和安全性，降低试验成本。
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公开(公告)号：CN116735146A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202311008961.2
申请日：2023-08-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/08 , B64F5/60 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06F18/214 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及风洞实验技术领域，提供了一种建立气动力模型的风洞实验方法及系统，对飞行器施加训练激励信号；获取传感器的传感器数据，得到训练样本；基于所述训练样本对OS‑ELM进行训练，得到气动力模型；对气动力模型的泛化能力进行验证。通过本发明建立的气动力模型可对施加于飞行器激励后产生的气动力具有良好的预测能力，针对不同的气动系数能够建立不同的气动力模型，实现多方位预测。并且在小幅值激励下训练得到的气动力模型对大幅值激励的气动数据也具有很好的预测效果，使得飞行器只需要在平衡点附近运动就能获得精度良好的全局气动力模型，有助于提高飞行试验效率和安全性，降低试验成本。
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公开(公告)号：CN114415516A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202210065032.4
申请日：2022-01-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明属于固定翼飞机技术领域，具体涉及一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法。包括如下步骤：S100：获得实时的俯仰角θ、滚转角φ和偏航角ψ，令ω1＝[θ φ ψ]；S200：通过ω1＝[θ φ ψ]和参考信号ωd＝[θd φd ψd]获得跟踪误差z1＝ω1‑ωd；S300：通过获得的跟踪误差z1＝ω1‑ωd与阈值进行比较：(1)若满足跟踪误差小于阈值，则回到步骤S100；(2)若不满足跟踪误差小于阈值，则进入步骤S400；S400：通过修正函数对俯仰角、滚转角和偏航角进行修正；其中：θd表示俯仰角的参考角，φd表示滚转角的参考角，ψd表示偏航角的参考角。通过设计修正函数对固定翼飞机的俯仰角、滚转角、偏航角进行控制，使固定翼飞机在正常和故障状态均能达到稳定飞行的目的，本发明具有很强的完整性，鲁棒性以及抗扰动能力。
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公开(公告)号：CN117172101A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311008960.8
申请日：2023-08-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G06F30/27 , G06F18/213 , G06F18/214 , G06F17/18 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及在线建模技术领域，提供了一种基于OS‑ELM模型的气动力在线建模方法，基于气动系数的表达式及对气动系数产生影响的参数，得到特征向量的表达式，然后将特征向量的表达式和气动系数的表达式进行组合得到样本的表达式，通过获取飞行器飞行过程中的运动数据并代入样本的表达式得到训练样本，最后通过训练样本对OS‑ELM模型进行训练，得到训练完成后的气动力模型。通过采用OS‑ELM模型，极大地简化了神经网络结构和参数更新过程，随着实时数据不断到达，输出权值可以在前一步的基础上递推而得，避免了输出权值的重新求解计算，且OS‑ELM模型结构简单，对硬件条件要求不高，训练收敛速度快，使该气动力模型具有很好的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN116577062B
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310849283.6
申请日：2023-07-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及风洞实验和飞行器激励设计领域，提供一种用于风洞飞行实验的正交多正弦激励信号设计方法，包括如下步骤：首先通过设定激励周期、激励覆盖的频率范围和舵面数量，得到谐波分量的总数；然后根据谐波分量的总数，为每个舵面分配等量的谐波分量数量并设定每个舵面中的谐波分量的幅值；其次使用PSO算法对每个舵面中的谐波分量的相位进行优化；最后得到每个舵面中的正交多正弦激励信号。本发明设计流程简洁高效，采用PSO算法优化相位，使得到的正交多正弦激励信号内的各频率分量相互正交，因此它可同时施加在多个操纵面上，使飞机在短时间内产生大量的运动信息，从而实现对多个轴的同时辨识，提高风洞飞行试验效率和安全性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114415516B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202210065032.4
申请日：2022-01-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明属于固定翼飞机技术领域，具体涉及一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法。包括如下步骤：S100：获得实时的俯仰角θ、滚转角φ和偏航角ψ，令ω1＝[θ φ ψ]；S200：通过ω1＝[θ φ ψ]和参考信号ωd＝[θd φd ψd]获得跟踪误差z1＝ω1‑ωd；S300：通过获得的跟踪误差z1＝ω1‑ωd与阈值进行比较：(1)若满足跟踪误差小于阈值，则回到步骤S100；(2)若不满足跟踪误差小于阈值，则进入步骤S400；S400：通过修正函数对俯仰角、滚转角和偏航角进行修正；其中：θd表示俯仰角的参考角，φd表示滚转角的参考角，ψd表示偏航角的参考角。通过设计修正函数对固定翼飞机的俯仰角、滚转角、偏航角进行控制，使固定翼飞机在正常和故障状态均能达到稳定飞行的目的，本发明具有很强的完整性，鲁棒性以及抗扰动能力。
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公开(公告)号：CN115541168B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211497154.7
申请日：2022-11-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置和方法，包括加油机模型、受油机模型及喷流模拟器；所述喷流模拟器固定在所述加油机模型的下方，所述加油机模型通过固定在风洞上壁面的支撑装置安装于风洞试验段内；所述受油机模型为自由飞模型，所述受油机模型连接高压气管；所述高压气管作为所述受油机模型的动力来源；所述受油机模型设置在所述加油机模型的尾流场中。本申请的双机空中加油对接模拟装置将受油机设置为自由飞状态，能够更全面准确地模拟空中加油对接过程中受油机的状态，验证软式空中加油过程中受油机飞行控制策略的有效性。
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公开(公告)号：CN114415515B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202210064765.6
申请日：2022-01-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明适用于固定翼无人机技术领域，提供了一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，采集无人机俯仰角、滚转角、偏航角、飞行高度和速度，与期望值比较计算误差，当其中任一误差值大于对应的设定阈值时，采用对应的控制律控制对应的执行机构；在正常控制律的基础上，对于操作舵面出现卡死的状态，增加了控制混合器，以正常控制律的输出为控制混合器的输入，执行以下控制律：本发明舵面卡死故障下的控制律不改变原先设计好的分数阶反步滑模控制器结构，能够使原先控制器的优点得以保留，使整个控制系统在方向舵卡死和副翼卡死两种故障情况下能够保持稳定，使固定翼无人机能够适应不同的卡死角度进行稳定飞行。
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公开(公告)号：CN114415515A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202210064765.6
申请日：2022-01-20
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明适用于固定翼无人机技术领域，提供了一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，采集无人机俯仰角、滚转角、偏航角、飞行高度和速度，与期望值比较计算误差，当其中任一误差值大于对应的设定阈值时，采用对应的控制律控制对应的执行机构；在正常控制律的基础上，对于操作舵面出现卡死的状态，增加了控制混合器，以正常控制律的输出为控制混合器的输入，执行以下控制律：本发明舵面卡死故障下的控制律不改变原先设计好的分数阶反步滑模控制器结构，能够使原先控制器的优点得以保留，使整个控制系统在方向舵卡死和副翼卡死两种故障情况下能够保持稳定，使固定翼无人机能够适应不同的卡死角度进行稳定飞行。
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公开(公告)号：CN116577062A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310849283.6
申请日：2023-07-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及风洞实验和飞行器激励设计领域，提供一种用于风洞飞行实验的正交多正弦激励信号设计方法，包括如下步骤：首先通过设定激励周期、激励覆盖的频率范围和舵面数量，得到谐波分量的总数；然后根据谐波分量的总数，为每个舵面分配等量的谐波分量数量并设定每个舵面中的谐波分量的幅值；其次使用PSO算法对每个舵面中的谐波分量的相位进行优化；最后得到每个舵面中的正交多正弦激励信号。本发明设计流程简洁高效，采用PSO算法优化相位，使得到的正交多正弦激励信号内的各频率分量相互正交，因此它可同时施加在多个操纵面上，使飞机在短时间内产生大量的运动信息，从而实现对多个轴的同时辨识，提高风洞飞行试验效率和安全性。
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