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公开(公告)号：CN105784314B
公开(公告)日：2018-03-20
申请号：CN201610122608.0
申请日：2016-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种低速风洞虚拟飞行实验支撑装置，支撑装置包括底座、翼型支座、预弯支杆和三自由度关节；所述底座固定安装在风洞试验段基础平台的中心位置；所述翼型支座的底端竖直且固定安装所述底座上，翼型支座的剖面与风洞来流方向平行；所述预弯支杆一端与所述翼型支座顶端相连接，所述预弯支杆的另一端与所述三自由度关节相连接，预弯支杆的剖面与风洞来流方向平行；所述三自由度关节的转动中心位于风洞中轴线上且与飞机模型相铰接，铰接处设置有微调装置使飞机模型的质心与三自由度关节的转动中心重合。本发明能够实现虚拟飞行实验中飞机模型大范围三轴姿态自由支撑，结构简单，干扰小且精度高，安装和调整方法简单。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105784318B
公开(公告)日：2017-07-18
申请号：CN201610123742.2
申请日：2016-03-04
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
Abstract: 本发明公开了一种低速风洞模型飞行实验系统及方法，包括飞行器动力相似缩比模型、模型机载姿态测量系统、舵面运动驱动系统、发动机动力模拟系统、飞行控制系统、飞行操纵系统、风洞运行系统和安全防护系统。本发明所提出实验系统中配备的安全防护系统使模型的气动特性不受影响且能够模拟真机的六自由度飞行状态，能够实现发动机的推力模拟，加入了飞行控制系统和飞行操纵系统，通过驾驶员操控实现飞行器模型在风洞试验段内六自由度自由飞行，在风洞中完全模拟了飞行器空中飞行运动环境，可以在风洞中同时研究飞行器的气动、飞行力学和飞行控制特性。
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公开(公告)号：CN105651483B
公开(公告)日：2018-03-20
申请号：CN201610124183.7
申请日：2016-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，包括机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统、惯性测量单元和系统标定计算机；所述机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统和惯性测量单元置于所述飞行器模型内部；所述航向姿态参考系统和惯性测量单元的测量信息通过串行总线进入所述嵌入式姿态测量计算机；所述嵌入式姿态测量计算机的计算结果通过无线以太网发送至所述系统标定计算机；所述系统标定计算机置于所述风洞试验段外部。本发明采用纯惯性测量元件直接测量模型角速率和姿态角，再利用虚拟飞行实验特有的姿态角和气流角之间的转换关系，间接解算获得气流角，从而获得虚拟飞行实验模型姿态测量信息。
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公开(公告)号：CN105784318A
公开(公告)日：2016-07-20
申请号：CN201610123742.2
申请日：2016-03-04
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
CPC classification number: G01M9/08
Abstract: 本发明公开了一种低速风洞模型飞行实验系统及方法，包括飞行器动力相似缩比模型、模型机载姿态测量系统、舵面运动驱动系统、发动机动力模拟系统、飞行控制系统、飞行操纵系统、风洞运行系统和安全防护系统。本发明所提出实验系统中配备的安全防护系统使模型的气动特性不受影响且能够模拟真机的六自由度飞行状态，能够实现发动机的推力模拟，加入了飞行控制系统和飞行操纵系统，通过驾驶员操控实现飞行器模型在风洞试验段内六自由度自由飞行，在风洞中完全模拟了飞行器空中飞行运动环境，可以在风洞中同时研究飞行器的气动、飞行力学和飞行控制特性。
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公开(公告)号：CN105784314A
公开(公告)日：2016-07-20
申请号：CN201610122608.0
申请日：2016-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种低速风洞虚拟飞行实验支撑装置，支撑装置包括底座、翼型支座、预弯支杆和三自由度关节；所述底座固定安装在风洞试验段基础平台的中心位置；所述翼型支座的底端竖直且固定安装所述底座上，翼型支座的剖面与风洞来流方向平行；所述预弯支杆一端与所述翼型支座顶端相连接，所述预弯支杆的另一端与所述三自由度关节相连接，预弯支杆的剖面与风洞来流方向平行；所述三自由度关节的转动中心位于风洞中轴线上且与飞机模型相铰接，铰接处设置有微调装置使飞机模型的质心与三自由度关节的转动中心重合。本发明能够实现虚拟飞行实验中飞机模型大范围三轴姿态自由支撑，结构简单，干扰小且精度高，安装和调整方法简单。
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公开(公告)号：CN105651483A
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201610124183.7
申请日：2016-03-04
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
CPC classification number: G01M9/06
Abstract: 本发明公开一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，包括机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统、惯性测量单元和系统标定计算机；所述机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统和惯性测量单元置于所述飞行器模型内部；所述航向姿态参考系统和惯性测量单元的测量信息通过串行总线进入所述嵌入式姿态测量计算机；所述嵌入式姿态测量计算机的计算结果通过无线以太网发送至所述系统标定计算机；所述系统标定计算机置于所述风洞试验段外部。本发明采用纯惯性测量元件直接测量模型角速率和姿态角，再利用虚拟飞行实验特有的姿态角和气流角之间的转换关系，间接解算获得气流角，从而获得虚拟飞行实验模型姿态测量信息。
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