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公开(公告)号：CN112429198B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202011353624.3
申请日：2020-11-27
摘要： 本发明涉及无人机用尾翼安装技术领域，尤其涉及一种小型无人机倒V型尾翼套管插拔式多自由度锁紧装置，该装置包括左、右侧倒V型尾翼，右侧倒V型尾翼上设有外套管，同时还设有右侧倒V型尾翼端面翼肋，右侧倒V型尾翼端面翼肋上开设有两个方孔，左侧倒V型尾翼上设有左侧倒V型尾翼端面翼肋，左侧倒V型尾翼端面翼肋上设有两个铝合金基座，两个铝合金基座上连接设有内套管，内套管插入外套管，铝合金基座对接入方孔。该装置避免了沿接触面内平行于机身方向、垂直于机身方向的位移以及接触面内的扭转位移。两侧尾撑杆沿机翼方向的夹紧力，限制了V型尾翼沿机翼向外的位移，实现多个自由度的自锁，防止两侧尾翼向外张开或在接触面内的扭转变形。
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公开(公告)号：CN111196375B
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN201911268988.9
申请日：2019-12-11
IPC分类号： B64F1/04
摘要： 本申请提供了一种推力线测量吊杆、装置以及无人机推力线测量系统，属于航空技术领域。该推力线测量装置包括吊环、基座组件、第一调节组件、第二调节组件以及测量组件。在使用时，火箭锥座和测量筒构成了吊杆本体的使用环境，其中，火箭锥座与安装螺栓进行连接，测量筒用于测量推力线。通过安装螺栓的连接实现吊杆本体的可靠安装，第一十字接头和第二十字接头能够保证吊杆本体在测量平面内实现可靠的转动，确保无人机重心通过吊杆本体中心线，吊杆本体在吊挂飞机时径向变形可以忽略不计，提高了测量精度。
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公开(公告)号：CN112429198A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011353624.3
申请日：2020-11-27
摘要： 本发明涉及无人机用尾翼安装技术领域，尤其涉及一种小型无人机倒V型尾翼套管插拔式多自由度锁紧装置，该装置包括左、右侧倒V型尾翼，右侧倒V型尾翼上设有外套管，同时还设有右侧倒V型尾翼端面翼肋，右侧倒V型尾翼端面翼肋上开设有两个方孔，左侧倒V型尾翼上设有左侧倒V型尾翼端面翼肋，左侧倒V型尾翼端面翼肋上设有两个铝合金基座，两个铝合金基座上连接设有内套管，内套管插入外套管，铝合金基座对接入方孔。该装置避免了沿接触面内平行于机身方向、垂直于机身方向的位移以及接触面内的扭转位移。两侧尾撑杆沿机翼方向的夹紧力，限制了V型尾翼沿机翼向外的位移，实现多个自由度的自锁，防止两侧尾翼向外张开或在接触面内的扭转变形。
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公开(公告)号：CN112033688A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010455885.X
申请日：2020-05-26
摘要： 本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种航空发动机尾喷波瓣外温度流场测量系统及其控制方法，该测量系统，包括尾喷波瓣流场测量装置、电机控制器、信号采集仪、交换机及PC控制分析系统，所述电机控制器与所述尾喷波瓣流场测量装置连接设置，所述电机控制器同时与交换机连接，所述交换机连接设置于PC控制分析系统上，所述信号采集仪同时与尾喷波瓣流场测量装置和交换机连接，采用旋转式的测量方式可以提高传感器的利用率，充分发挥传感器的性能；十字交叉式的测量方式可以互相避免温度排布耙和压力排布耙之间的相互干扰，提高测量精度；还可以快速检测尾喷燃气的成分和含量，对燃油燃烧度进行分析，为改善燃烧室燃烧性能提供依据。
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公开(公告)号：CN111196375A
公开(公告)日：2020-05-26
申请号：CN201911268988.9
申请日：2019-12-11
IPC分类号： B64F1/04
摘要： 本申请提供了一种推力线测量吊杆、装置以及无人机推力线测量系统，属于航空技术领域。该推力线测量装置包括吊环、基座组件、第一调节组件、第二调节组件以及测量组件。在使用时，火箭锥座和测量筒构成了吊杆本体的使用环境，其中，火箭锥座与安装螺栓进行连接，测量筒用于测量推力线。通过安装螺栓的连接实现吊杆本体的可靠安装，第一十字接头和第二十字接头能够保证吊杆本体在测量平面内实现可靠的转动，确保无人机重心通过吊杆本体中心线，吊杆本体在吊挂飞机时径向变形可以忽略不计，提高了测量精度。
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公开(公告)号：CN111707442B
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202010614322.0
申请日：2020-06-30
摘要： 本发明涉及超声速风洞螺旋桨动力测量试验验证技术领域，尤其涉及一种超声速风洞螺旋桨数值模型测量验证系统及其控制方法，结合扭矩转速一体传感器、盒式六分量天平测量伺服电机、螺旋桨性能参数，实时获取螺旋桨拉力、升力、扭矩、转速(伺服电机、螺旋桨)、振动等参数，送入到实时分析系统中，形成扭矩与天平弯矩、螺旋桨转速与电机转速的闭环设计验证模型，避免单一测量系统产生的误差对超声速风洞螺旋桨试验的干扰影响；并利用振动传感器来实时监测测量系统状态，避免试验过程中的危险状态点，整个系统放置于高空环境模拟舱室中，整体结构要垂直安装于风洞试验段中心位置迎风面，应用于高空环境下的超声速风洞不同规格螺旋桨试验。
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公开(公告)号：CN112033688B
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202010455885.X
申请日：2020-05-26
摘要： 本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种航空发动机尾喷波瓣外温度流场测量系统及其控制方法，该测量系统，包括尾喷波瓣流场测量装置、电机控制器、信号采集仪、交换机及PC控制分析系统，所述电机控制器与所述尾喷波瓣流场测量装置连接设置，所述电机控制器同时与交换机连接，所述交换机连接设置于PC控制分析系统上，所述信号采集仪同时与尾喷波瓣流场测量装置和交换机连接，采用旋转式的测量方式可以提高传感器的利用率，充分发挥传感器的性能；十字交叉式的测量方式可以互相避免温度排布耙和压力排布耙之间的相互干扰，提高测量精度；还可以快速检测尾喷燃气的成分和含量，对燃油燃烧度进行分析，为改善燃烧室燃烧性能提供依据。
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公开(公告)号：CN111307370A
公开(公告)日：2020-06-19
申请号：CN202010195220.X
申请日：2020-03-19
IPC分类号： G01M1/10
摘要： 本发明提出一种无人机转动惯量的测量方法，属于无人机领域。该测量方法主要包括以下步骤：(1)选取任一部件，建立局部坐标系；(2)通过3次吊挂，确定部件重心在局部坐标系下的坐标；(3)通过坐标转换计算得到部件重心在全机坐标系下的坐标；(4)利用上述方法计算无人机的其余部件重心的坐标后，计算得到无人机整机的转动惯量。本发明提供的测量方法具有操作简便、计算方法简单、测量精度高等特点，能够应用于无人机转动惯量的测量。
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公开(公告)号：CN111272376A
公开(公告)日：2020-06-12
申请号：CN202010180817.7
申请日：2020-03-16
摘要： 本发明公开了风洞附面层控制机构及超声速风洞。该风洞附面层控制机构包括固定安装在风洞试验段内壁上的凸环件，套设于凸环件内的唇罩环件，以及连接凸环件和唇罩环件的连接杆，试验段、凸环件和唇罩环件中轴线同轴设置，唇罩环件外环面、唇罩环件内环面和凸环件内环面均设为向靠近凸环件中轴线方向凸起的曲面，唇罩环件外环面与凸环件内环面间存在间隙以构成环型气流通道，环型气流通道的轴向断面面积保持不变，沿风洞进风方向唇罩环件外环面与凸环件内环面间隙由大变小，以靠近风洞进风口作为前方，远离进风口作为后方，凸环件前端位于唇罩环件前端的前方。能够降低附面层对风洞试验段的影响，增加试验段有效试验面积。
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公开(公告)号：CN111579250B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202010598038.9
申请日：2020-06-28
摘要： 本发明公开了发动机试车台架、发动机推力测试系统及测试方法。该发动机试车台架包括固定于支撑平面上的定架，用于固定安装待测发动机的动架，其特征在于，所述定架设置有直滑轨，所述动架下方固定设置门形滑块，所述门形滑块架设于直滑轨上，且与所述直滑轨滑动配合，所述直滑轨和门形滑块设为磁悬浮滑轨和磁悬浮滑块，所述直滑轨和门形滑块之间设有减震单元，所述减震单元安装于门形滑块的门形槽内，所述减震单元包括多个可沿直滑轨设置方向滚动的减震轮，所述减震单元在门形滑块处于悬浮状态下不与直滑轨接触。该发动机试车台架可避免测试装置对待测发动机的运动阻力确保测试结果，同时可确保装置稳定性，减小装置损坏风险。
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