| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 1 | 一种高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性分析方法 | CN201410249418.6 | 2014-05-29 | CN104133933B | 2017-07-04 | 马金玉; 余胜东 |
| 本发明涉及一种气动弹性分析方法，提供了一种高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性分析方法。使用活塞理论对高超声速飞行器全机有限元模型进行频域非定常气动力计算，在此基础上考虑了在高超声速热环境中，模型受到的气动热效应，忽略气动热输入对气动力输入和弹性力输入的弱耦合效应，仅考虑气动热载荷作用下的结构温度的稳态特性，在进行定常气动力求解之后采用参考焓法求得飞行器表面的热流密度，进而计算出飞行器表面的稳态温度分布，并求得此时结构的实际等效刚度矩阵，并采用工程方法求解出临界颤振速度。本发明解决了气动热环境下超声速飞行器气动弹性分析问题，通过对颤振速度的分析从而提高高超声速飞行器气动弹性性能。 | ||||||
| 2 | 一种高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性分析方法 | CN201410249418.6 | 2014-05-29 | CN104133933A | 2014-11-05 | 马金玉; 余胜东 |
| 本发明涉及一种气动弹性分析方法，提供了一种高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性分析方法。使用活塞理论对高超声速飞行器全机有限元模型进行频域非定常气动力计算，在此基础上考虑了在高超声速热环境中，模型受到的气动热效应，忽略气动热输入对气动力输入和弹性力输入的弱耦合效应，仅考虑气动热载荷作用下的结构温度的稳态特性，在进行定常气动力求解之后采用参考焓法求得飞行器表面的热流密度，进而计算出飞行器表面的稳态温度分布，并求得此时结构的实际等效刚度矩阵，并采用工程方法求解出临界颤振速度。本发明解决了气动热环境下超声速飞行器气动弹性分析问题，通过对颤振速度的分析从而提高高超声速飞行器气动弹性性能。 | ||||||
| 3 | 一种舱门气动载荷处理方法 | CN201811470130.6 | 2018-12-04 | CN109684674A | 2019-04-26 | 张彬; 肖允庚; 罗远燕 |
| 本发明属于气动弹性力学领域，具体涉及一种舱门气动载荷处理方法。经过载荷处理方法，舱门有限元网格气动载荷可以直接使用，计算误差控制在可接受范围内，计算精度高，操作简单快捷，适用广泛。 | ||||||
| 4 | 一种舱门气动载荷处理方法 | CN201811470130.6 | 2018-12-04 | CN109684674B | 2023-05-05 | 张彬; 肖允庚; 罗远燕 |
| 本发明属于气动弹性力学领域，具体涉及一种舱门气动载荷处理方法。经过载荷处理方法，舱门有限元网格气动载荷可以直接使用，计算误差控制在可接受范围内，计算精度高，操作简单快捷，适用广泛。 | ||||||
| 5 | 一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法 | CN201410103173.6 | 2014-03-12 | CN103853890B | 2017-08-04 | 马金玉; 余胜东 |
| 本发明涉及一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法，高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性改善方法。选择需要优化的设计变量为蒙皮铺层角度，约束条件为保持翼面结构重量不变，优化目标为飞机颤振临界速度最大。进行热环境下翼面的气动弹性力学特性分析求得在热环境下翼面的临界颤振速度值，并判断其是否满足优化目标，若满足，退出循环，若不满足，通过FD ISIGHT优化组件中设置的优化算法更新设计变量铺层角度的取值，再进行热环境下翼面的气动弹性力学特性分析。本发明提供了一种气动热环境下超声速飞行器气动弹性剪裁的方法，通过对复合材料蒙皮的剪裁设计提高翼面颤振速度值，从而高超声速飞行器气动弹性性能。 | ||||||
| 6 | 一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法 | CN201410103173.6 | 2014-03-12 | CN103853890A | 2014-06-11 | 马金玉; 余胜东 |
| 本发明涉及一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法，高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性改善方法。选择需要优化的设计变量为蒙皮铺层角度，约束条件为保持翼面结构重量不变，优化目标为飞机颤振临界速度最大。进行热环境下翼面的气动弹性力学特性分析求得在热环境下翼面的临界颤振速度值，并判断其是否满足优化目标，若满足，退出循环，若不满足，通过FD？ISIGHT优化组件中设置的优化算法更新设计变量铺层角度的取值，再进行热环境下翼面的气动弹性力学特性分析。本发明提供了一种气动热环境下超声速飞行器气动弹性剪裁的方法，通过对复合材料蒙皮的剪裁设计提高翼面颤振速度值，从而改善高超声速飞行器气动弹性性能。 | ||||||
| 7 | 一种适用于结构模态耦合试验的扫频电压预估方法 | CN201811470173.4 | 2018-12-04 | CN109520698A | 2019-03-26 | 罗务揆; 曾宪昂; 唐矗; 张庚庚; 李俊杰 |
| 本发明属于气动弹性力学领域，涉及一种适用于结构模态耦合试验的扫频电压预估方法。步骤如下：预知舵面特征长度c，结构能承受的最大过载nmax，安全系数f，扫频范围[f0,fmax]，扫频电压U和舵面转角θ的关系K；预估扫频电压U。本发明为结构模态耦合试验的扫频电压预估提供了理论基础，为试验的开展提供了支持，而且输入数据简单，方法方便易行。 | ||||||
| 8 | 基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法和采用该方法的飞行器 | CN202010925503.5 | 2020-09-04 | CN112109876B | 2022-01-14 | 宋晨; 张桢锴; 杨超 |
| 本发明涉及一种基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术和采用了该方法的飞行器，属于航空飞行器空气动力学、航空飞行器结构动力学、航空飞行器系统工程和航空飞行器气动弹性力学领域，适用于小型、中型和大型航空飞行器的提高飞行性能、减阻、增升、隐身、任务自适应等用途，进一步发展可以用于机动载荷减缓、主动颤振抑制和降噪等。 | ||||||
| 9 | 基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法和采用该方法的飞行器 | CN202010925503.5 | 2020-09-04 | CN112109876A | 2020-12-22 | 宋晨; 张桢锴; 杨超 |
| 本发明涉及一种基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术和采用了该方法的飞行器，属于航空飞行器空气动力学、航空飞行器结构动力学、航空飞行器系统工程和航空飞行器气动弹性力学领域，适用于小型、中型和大型航空飞行器的提高飞行性能、减阻、增升、隐身、任务自适应等用途，进一步发展可以用于机动载荷减缓、主动颤振抑制和降噪等。 | ||||||
| 10 | 一种适用于结构模态耦合试验的扫频电压预估方法 | CN201811470173.4 | 2018-12-04 | CN109520698B | 2020-12-29 | 罗务揆; 曾宪昂; 唐矗; 张庚庚; 李俊杰 |
| 本发明属于气动弹性力学领域，涉及一种适用于结构模态耦合试验的扫频电压预估方法。步骤如下：预知舵面特征长度c，结构能承受的最大过载nmax，安全系数f，扫频范围[f0,fmax]，扫频电压U和舵面转角θ的关系K；预估扫频电压U。本发明为结构模态耦合试验的扫频电压预估提供了理论基础，为试验的开展提供了支持，而且输入数据简单，方法方便易行。 | ||||||
| 11 | 飞行器伺服弹性测试分析系统和介质 | CN201811530911.X | 2018-12-14 | CN109669438A | 2019-04-23 | 范小文; 袁玉辉; 王理升; 王崇鉴 |
| 本发明涉及飞行器气动弹性力学技术领域，特别涉及一种飞行器伺服弹性测试分析系统和介质。根据本发明实施例提供的方案，可以通过主控管理设备和信号处理设备，实现对扫频仪、离散信号输入设备、多通道调试设备和变量显示分析设备的统一管理，降低飞行器伺服弹性测试分析方案实现的复杂性。并可以由主控管理设备对扫频仪、离散信号输入设备、多通道调试设备和变量显示分析设备根据控制信息产生的数据进行统一地处理，实现飞行器伺服弹性测试分析，提高数据处理的规范性和效率，并提高数据处理的准确性。 | ||||||
| 12 | 一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法 | CN201410601351.8 | 2014-10-30 | CN104850056B | 2017-12-22 | 何咏梅; 陈洪波; 楚龙飞; 张华山; 张家雄; 张辉; 杨勇 |
| 本发明涉及一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，属于飞行器气动弹性力学及大型地面试验技术领域。本发明解决了首个具有多控制面、多控制通道耦合的空天飞行器结构弹性以及控制面的惯性耦合效应试验验证技术问题；本发明可获得飞行器系统各个环节的传递函数曲线，并确定伺服弹性稳定裕度，对理论模型及分析结果进行校核和修正；本发明优化了飞行控制参数，确保飞行的安全可靠。 | ||||||
| 13 | 一种飞机结构模态耦合试验扫频电压预估方法 | CN201911387421.3 | 2019-12-27 | CN113044240A | 2021-06-29 | 罗务揆; 马艳峰; 柴睿; 曾宪昂; 程芳 |
| 本发明属于气动弹性力学领域，涉及一种飞机结构模态耦合试验的扫频电压预估方法；预估飞机结构模态耦合试验的扫频电压，为开展试验提供参考输入数据；步骤如下：预知控制面旋转模态固有频率fn和模态阻尼ξn，控制面舵机截止频率fc，控制面特征长度c，结构能承受的最大过载nmax，安全系数s，扫频范围[f0,fmax]，扫频电压U和控制面转角θ的关系K；预估扫频电压U。本发明为飞机结构模态耦合试验的扫频电压预估提供了理论基础，为试验的开展提供了支持。 | ||||||
| 14 | 飞行器伺服弹性测试分析系统和介质 | CN201811530911.X | 2018-12-14 | CN109669438B | 2020-07-21 | 范小文; 袁玉辉; 王理升; 王崇鉴 |
| 本发明涉及飞行器气动弹性力学技术领域，特别涉及一种飞行器伺服弹性测试分析系统和介质。根据本发明实施例提供的方案，可以通过主控管理设备和信号处理设备，实现对扫频仪、离散信号输入设备、多通道调试设备和变量显示分析设备的统一管理，降低飞行器伺服弹性测试分析方案实现的复杂性。并可以由主控管理设备对扫频仪、离散信号输入设备、多通道调试设备和变量显示分析设备根据控制信息产生的数据进行统一地处理，实现飞行器伺服弹性测试分析，提高数据处理的规范性和效率，并提高数据处理的准确性。 | ||||||
| 15 | 一种高效的径向基函数支撑点精简方法 | CN201611033266.1 | 2016-11-14 | CN106611082A | 2017-05-03 | 方洪; 禹彩辉; 闵昌万; 王玲; 吴旭生; 张星; 郭灵犀; 张贺 |
| 本发明涉及一种高效的径向基函数支撑点精简方法，该方法通过对求解线性方程组过程中的优化，将求解一系列线性方程组的浮点计算量由O(N4)降低到O(N3)，其中N为精简后的径向基函数支撑点个数，大大提高了方程组求解的效率，显著提高了精简径向基函数支撑点的速度，从而提高动网格技术的效率，突破气动外形优化设计、非定常流动仿真以及气动弹性力学仿真中的动网格技术“瓶颈”，此外本发明采用Choleskey分解法求解线性方程组，Choleskey分解法数值稳定性比列主元高斯消去法更高，能够更加精确地求解线性方程组。 | ||||||
| 16 | 一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法 | CN201410601351.8 | 2014-10-30 | CN104850056A | 2015-08-19 | 何咏梅; 陈洪波; 楚龙飞; 张华山; 张家雄; 张辉; 杨勇 |
| 本发明涉及一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法，属于飞行器气动弹性力学及大型地面试验技术领域。本发明解决了首个具有多控制面、多控制通道耦合的空天飞行器结构弹性以及控制面的惯性耦合效应试验验证技术问题；本发明可获得飞行器系统各个环节的传递函数曲线，并确定伺服弹性稳定裕度，对理论模型及分析结果进行校核和修正；本发明优化了飞行控制参数，确保飞行的安全可靠。 | ||||||
| 17 | 一种基于结构降阶模型的非线性气动弹性动响应分析方法 | CN202011479068.4 | 2020-12-15 | CN112580241A | 2021-03-30 | 安朝; 谢长川; 杨澜; 杨超 |
| 本发明属于结构动力学和气动弹性力学分析领域，特别涉及一种基于结构降阶模型的非线性气动弹性动响应分析方法。本方法采用对输入测试载荷及其对应结构变形进行回归分析的方法求解给定形式的结构非线性刚度系数，利用非线性刚度系数构建大变形结构动力学方程，在此基础上利用模态组合乘比例系数的方式构建测试载荷，通过构建位移残量基函数准确恢复机翼展向位移；最后结合结构降阶模型给出的动力学方程及非定常曲面涡格法搭建几何非线性气动弹性阵风响应求解流程。本发明兼顾求解精度、计算效率与复杂模型适用性，可应用于航空航天类飞行器几何非线性气动弹性阵风响应分析计算。 | ||||||
| 18 | 一种基于预应力技术的颤振模型及其设计方法 | CN201910824567.3 | 2019-09-02 | CN110595728A | 2019-12-20 | 王赫喆; 于佳鑫; 吴江鹏; 王标; 苍峰 |
| 本申请属于气动弹性力学领域，特别涉及一种基于预应力技术的颤振模型及其设计方法。模型包括：梁架(2)、预应力钢丝(1)以及木框。所述梁架(2)上设置有凸台(3)，所述凸台(3)上开设有通孔；所述预应力钢丝(1)穿过所述通孔安装在所述凸台(3)上；所述木框单点粘接在所述梁架(2)上。本申请的基于预应力技术的颤振模型及其设计方法，通过有限元计算和预应力钢丝来设计颤振模型，满足变参要求；通过预应力钢丝两端的螺纹连接和引伸计控制实际模型的预应力大小，设计出的颤振模型结构简单，增加了模型的刚度变参能力，节约刚度变参的成本。 | ||||||
| 19 | 一种基于神经网络技术的颤振预测方法 | CN201810800878.1 | 2018-07-20 | CN109063290A | 2018-12-21 | 王赫喆 |
| 本发明涉及气动弹性力学领域，特别涉及一种基于神经网络技术的颤振预测方法，可以包括如下步骤：提取颤振实测数据中颤振发生前的最后两个风速或速压稳定台阶中的预定数据，作为特征数据；建立神经网络结构，根据特征数据确定人工神经网络的节点数；将已经完成风洞试验时实际发生颤振的实测数据中的一部分作为神经网络结构的训练样本进行训练，得到期望输出；将实测数据的另一部分作为神经网络结构验证样本，进行验证；如果验证合格，则完成神经网络结构的构建；如果验证不合格，增加新的实测数据，并重复步骤三和步骤四，直至验证合格。本发明的基于神经网络技术的颤振预测方法，能够充分利用前期试验数据，从而提高预测准确性和及时性。 | ||||||
| 20 | 一种低速颤振风洞试验中颤振抑制的应急方法 | CN202110609244.X | 2021-06-01 | CN113432821A | 2021-09-24 | 脱朝智; 赵飞宇; 胡鑫 |
| 本申请属于气动弹性力学领域，特别涉及一种低速颤振风洞试验中颤振抑制的应急方法。包括：步骤一、构建颤振抑制的应急系统，所述应急系统包括低速颤振模型以及蒙皮破坏机构，所述低速颤振模型包括框段以及维形蒙皮，所述蒙皮破坏机构安装在所述低速颤振模型内部的颤振敏感部位；步骤二、在颤振发生时，通过所述蒙皮破坏机构将所述低速颤振模型的维形蒙皮破坏。本申请的低速颤振风洞试验中颤振抑制的应急方法，提供了一种应急的颤振抑制措施，当发生颤振时，采用蒙皮破坏机构破坏低速颤振模型的维形蒙皮，实现以较小的代价保护模型整体结构的安全。本申请原理清晰，易于实现，能够在其它可逆的颤振抑制措施无效时，实现保护模型安全。 | ||||||
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