-
公开(公告)号：CN118917037A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410816801.9
申请日：2024-06-24
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06T17/20 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/28 , G06F111/04 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开的考虑飞行状态约束的亚轨道飞行器运载性能优化方法，属于亚轨道飞行器设计优化领域。本发明实现方法为：综合考虑亚轨道飞行器几何、气动等重点学科间耦合关系，建立亚轨道飞行器多学科分析模型与多学科设计优化问题模型；采用基于初始样本扩容机制的近似优化策略，以亚轨道飞行器有效载荷最大为目标函数，考虑过载、动压等飞行状态约束，对亚轨道飞行器设计变量优化；在优化过程中，采用Kriging代理模型代替亚轨道飞行器高耗时分析模型，由约束差分进化算法求解代理模型伪最优解，并结合综合改善概率与重点设计空间方法，实现代理模型管理与更新，高效引导亚轨道飞行器运载性能优化过程收敛至全局最优解，即实现亚轨道飞行器运载性能优化。
-
公开(公告)号：CN116164596B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202310344767.5
申请日：2023-04-03
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种导弹出水基于空化原理降载增稳装置，属于导弹高速出水降载增稳领域。本发明安装在导弹头部，包括超声波振动器、幅杆、外部壳体、空穴。外部壳体罩在导弹头部。外部壳体与导弹头部之间留有用于产生振动的余隙；所述超声波振动器设置在导弹弹头内部，通过幅杆与外部壳体连接。当导弹出水前，本装置安装在导弹头部的壳体通过振动器实现高频率振动，进而产生空化作用形成大量空泡，所述空泡附着在导弹头部的空穴中，气泡逐渐融合形成空泡隔层包裹着导弹弹身，避免导弹从水下发射到掠空航行之间不同介质的转换，从而降低导弹在出水前受到的不均匀载荷影响，进而实现导弹出水过程的降载增稳作用，显著提高导弹打击敌对目标的精准度。
-
公开(公告)号：CN116164596A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310344767.5
申请日：2023-04-03
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种导弹出水基于空化原理降载增稳装置，属于导弹高速出水降载增稳领域。本发明安装在导弹头部，包括超声波振动器、幅杆、外部壳体、空穴。外部壳体罩在导弹头部。外部壳体与导弹头部之间留有用于产生振动的余隙；所述超声波振动器设置在导弹弹头内部，通过幅杆与外部壳体连接。当导弹出水前，本装置安装在导弹头部的壳体通过振动器实现高频率振动，进而产生空化作用形成大量空泡，所述空泡附着在导弹头部的空穴中，气泡逐渐融合形成空泡隔层包裹着导弹弹身，避免导弹从水下发射到掠空航行之间不同介质的转换，从而降低导弹在出水前受到的不均匀载荷影响，进而实现导弹出水过程的降载增稳作用，显著提高导弹打击敌对目标的精准度。
-
公开(公告)号：CN118665723A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410817102.6
申请日：2024-06-24
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种钝前体飞行器高超声速飞行降阻减热结构，属于高超声速飞行器气动降阻减热领域。本发明包括气动盘膨胀半角段、气动盘、激波针、流道、钝前体和射流工质入口；流道包括逆向导流道、节流控制段、钝前体壁面导流道、钝前体壁面射流出口段；钝前体包括钝前体上游部分和钝前体下游部分。钝前体壁面导流道为覆盖钝前体上游部分的球头型空槽；钝前体壁面射流出口段为环形喷口。射流冷却工质从射流工质入口喷出，冷却工质从右向左流动。流经节流控制段时射流冷却工质进行分流，一部分流向逆向导流道，其余部分流向钝前体壁面导流道。本发明将激波针和射流相结合，采用气动盘、激波针、流道和射流对钝前体进行保护，提高降阻减热的效率。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118009821A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410333110.3
申请日：2024-03-22
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种伸出式导弹破冰装置，包括导弹主体、导弹头罩、破冰锥、锥缓冲垫、齿轮、电机、电机支架、橡胶垫和泡沫。导弹头罩安装在导弹头部外侧，外部形状为满足导弹气动要求的半圆状尖拱体，导弹头罩的头部设有开口，用于放置破冰锥。破冰锥头部的形状为两个相切的圆弧旋转而成的尖锥形，破冰锥头部的尖锥以下为长齿条，一侧设有齿。所述破冰锥贯穿导弹头罩且深入导弹头部。锥缓冲垫放置于破冰锥头部的尖锥内部。齿轮的轮齿与破冰锥齿条的齿相啮合。本发明在导弹与冰层接触之前主动伸出破冰锥击碎冰层，并且通过导弹头罩保护导弹及其内部结构免受撞击，在提高导弹的打击精度的前提下降低对导弹材料的强度要求，降低导弹的制造成本。
-
公开(公告)号：CN116294840A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310137758.9
申请日：2023-02-20
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种导弹高速入水头部变向增稳装置，导弹入水增稳装置领域。本发明包括导弹、承载弹壳、圆形孔、变向弹头、全向旋转座、连接杆、丝杠电机、电机球头、连接杆球头。承载弹壳的外形结构为圆柱壳体和半球壳体的组合，固定在导弹头部，用于支撑承载弹壳的运动，并用于全向旋转座和电机球头的固定；变向弹头外形为前流线型，后侧向内有球形凹面，球形凹面与承载弹壳的半球壳体的球心和半径相同。当导弹入水时与海面有夹角，本发明能调整变向弹头的入水方向，减少海水对导弹的不利影响，防止导弹出现打水漂或进入水里后姿态不稳等问题。本发明能修正导弹弹道、确保导弹姿态稳定，弹道不会出现偏移，增稳性能优异。
-
公开(公告)号：CN116412725A
公开(公告)日：2023-07-11
申请号：CN202310137653.3
申请日：2023-02-20
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种导弹高速入水伸缩变形降载装置，属于导弹入水缓冲降载领域。本发明包括橡胶外套、若干级伸缩装置、单向阀、高压气瓶、气体输送管道、若干级气腔、固定螺栓、若干级限位装置、基座。所述若干级伸缩装置形成尖拱体的外形轮廓。本发明采用多级伸缩装置改变导弹头部的尖度，扩大单位时间内导弹头部与水的接触面积，延长导弹的入水时间，进而降低导弹入水过程受到的冲击载荷。本发明通过高压气瓶内部释放的高压气体在导弹入水时能够起到缓冲作用，能够进一步降低导弹入水过程中受到的冲击载荷，保护导弹的头部结构。本发明在导弹飞行过程中处于收缩状态，在导弹接近水线将要入水时将处于伸出状态，不会对导弹的飞行过程产生其他影响。
-
公开(公告)号：CN115906292A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202310020867.2
申请日：2023-01-06
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/11 , G06F111/04 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开的一种基于代理模型的抗击水飞行器近似优化方法，属于跨介质飞行器、航行器应用领域。本发明实现方法为：构建抗击水的飞行器构型，该构型顶部为飞行器旋成体，底部采用两段式滑行面构型，底部构型以龙骨线所在平面形成面对称构型；采用滑行艇滑行面底部构型尽可能降低高速击水时飞行器的冲击过载，同时降低击水导致的水平速度损失与出水时刻俯仰角，并结合近似优化技术对抗击水飞行器构型参数进行调整寻优，通过代理模型代替抗击水飞行器高速击水的流固耦合分析模型，在满足各飞行运动学参数的前提下，进一步降低冲击载荷。本发明能够适合应用于跨介质飞行器高速掠海飞行状态，能够降低高速击水冲击载荷并保证击水复飞飞行弹道稳定性。
-
公开(公告)号：CN118917036A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410816751.4
申请日：2024-06-24
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/28 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开的一种基于兴趣参数域的飞行器多模型融合近似表征方法，属于飞行器设计优化技术领域。本发明采用综合标度方法的多模型融合框架，融合高、低精度飞行器模型信息。分别建立全局及局部误差指标，并基于NSGA‑Ⅱ求解一组包含缩放因子及形状函数的Pareto非劣解集，并由Pareto非劣解集中的参数边界确定兴趣参数域。基于缩放因子步长及形状参数步长，通过多目标优化充分探索参数组合，在兴趣参数域中确定各基代理模型参数组合。引入基于交叉验证与相关度系数的权重计算方法，高效计算每个基代理模型权重。将各基代理模型表征值加权求和，作为该多模型融合近似表征方法的近似表征值，提高对飞行器系统的近似表征与优化的精度和效率。
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
9
records
(took 0.02 seconds)
