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公开(公告)号：CN115493798B
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202211250297.8
申请日：2022-10-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，涉及航空航天测力实验气动力测量技术领域，包括水平安装平台，以及固定设置在所述水平安装平台上的平移机构，所述平移机构传动连接有转动机构，且所述平移机构还连接有线位移测量组件；转动转换机构，其与所述转动机构传动连接，且所述转动转换机构内设置有角位移测量组件；气动力测量组件，其与所述转动转换机构固定连接。本发明通过叠加飞行器模型俯仰或偏航的偏转运动和飞行器模型的平移运动，实现飞行器模型在风洞来流条件下偏转和平移两种运动的解耦模拟，获得了飞行器模型耦合气动参数的分解测量结果，具有实现解耦测量、提升测量准确性、增强适用性的有益效果。
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公开(公告)号：CN118817232A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411289369.9
申请日：2024-09-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种大振幅旋转运动获取飞行器动导数的试验方法，涉及航空技术领域中风洞试验技术领域，包括：在模型上通过布置加速度计构建加速度阵列；通过标定获取加速度阵列输出与惯性力的映射关系；基于加速度阵列和应变天平计算扣除惯性力影响的动态气动力；基于加速度阵列，通过积分获取模型速度信息的交流量；除速度为零的角度附近外，基于运动过程中每个角度对应正向运动行程的点速度和动态气动力矩分量，以及负向运动行程的点速度和动态气动力矩分量计算得到俯仰动导数。本发明提供一种大振幅旋转运动获取飞行器动导数的试验方法，既可以适用于线性条件下获取动导数，也可以获取非线性条件下的动导数。
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公开(公告)号：CN114323546B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202210214632.2
申请日：2022-03-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种不同材料镶嵌的高灵敏度杆式六分量风洞试验天平，涉及力和力矩测量设备技术领域，包括：采用镶嵌的安装方式在天平主体结构两侧安装镶嵌式力矩元件结构，镶嵌式力矩元件结构采用不同于天平主体结构的材料；镶嵌式力矩元件结构实现了滚转力矩的高灵敏度测量。本发明在天平主体结构上镶嵌安装另一种材料的镶嵌式力矩元件结构，解决了天平元件整体强度、刚度与滚转力矩元件灵敏度之间的矛盾，实现了飞行器气动力和力矩载荷量值悬殊的试验精确测量，大幅提高了“微量滚转力矩”飞行器风洞试验数据的准确性、安全性和可靠性，可应用于气动载荷相近的不同布局飞行器的气动力和力矩的测量。
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公开(公告)号：CN112268676B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202011100008.7
申请日：2020-10-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种超声速风洞模型俯仰运动保护装置。该俯仰运动保护装置包括横向支撑，横向支撑的主体为管状支撑杆，管状支撑杆穿过飞行器模型的质心，将飞行器模型支撑在风洞试验段的中心轴线上；在风洞试验段外，横向支撑左侧伸出的管状支撑杆上顺序安装有运动轴承、机械限位机构以及抗冲击锥面锁紧机构，横向支撑右侧伸出的管状支撑杆上顺序安装有运动轴承、机械限位机构以及紧急强制回零机构。该俯仰运动保护装置能够为超声速风洞仿真试验的飞行器模型提供由弱至强的三级保护，具有结构可靠、控制方便的优点，具备较高的抵抗高能量冲击和强制回零等功能，能够拓展到在亚声速、跨声速风洞的两侧支撑模型系统中使用。
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公开(公告)号：CN113252288B
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202110812876.6
申请日：2021-07-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法。该风洞试验方法包括以下步骤：步骤一：启动飞行控制系统，调整试验模型初始状态；步骤二：启动风洞流场环境，释放试验模型俯仰自由度；步骤三：执行俯仰角闭环控制律，完成俯仰机动运动；步骤四：恢复试验模型初始状态，结束单次风洞试验；步骤五：改变试验参数，执行新的风洞试验。该风洞试验方法是一种创新性的风洞试验方法，能够为飞行控制性能评估验证提供基于真实飞行物理模拟环境的高效可靠、低成本和可重复的风洞试验，提升和拓展现有风洞试验能力，对飞行器飞行控制优化设计和性能评估具有重要的技术支撑意义。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113252287B
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202110812865.8
申请日：2021-07-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种加速度复合控制风洞半实物仿真试验方法。该试验方法包括以下步骤：步骤一：风洞半实物仿真试验准备；步骤二：试验模型俯仰自由度释放；步骤三：加速度复合控制飞行控制律执行；步骤四：单次风洞半实物仿真试验结束；步骤五：设定新的试验状态，执行新的风洞试验。该试验方法在现有数字建模仿真、半实物仿真和飞行试验三种方法基础上，基于大型风洞真实飞行物理模拟环境，利用大型风洞飞行器全尺寸模拟、高效准确和低成本可重复模拟的优势，针对飞行器俯仰机动过程，建立仿真试验方法，有效弥补现有数字建模仿真、半实物仿真和飞行试验方法的不足，对飞行器控制优化设计和性能评估具有重要的技术支撑意义。
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公开(公告)号：CN113252288A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110812876.6
申请日：2021-07-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法。该风洞试验方法包括以下步骤：步骤一：启动飞行控制系统，调整试验模型初始状态；步骤二：启动风洞流场环境，释放试验模型俯仰自由度；步骤三：执行俯仰角闭环控制律，完成俯仰机动运动；步骤四：恢复试验模型初始状态，结束单次风洞试验；步骤五：改变试验参数，执行新的风洞试验。该风洞试验方法是一种创新性的风洞试验方法，能够为飞行控制性能评估验证提供基于真实飞行物理模拟环境的高效可靠、低成本和可重复的风洞试验，提升和拓展现有风洞试验能力，对飞行器飞行控制优化设计和性能评估具有重要的技术支撑意义。
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公开(公告)号：CN113252287A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110812865.8
申请日：2021-07-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种加速度复合控制风洞半实物仿真试验方法。该试验方法包括以下步骤：步骤一：风洞半实物仿真试验准备；步骤二：试验模型俯仰自由度释放；步骤三：加速度复合控制飞行控制律执行；步骤四：单次风洞半实物仿真试验结束；步骤五：设定新的试验状态，执行新的风洞试验。该试验方法在现有数字建模仿真、半实物仿真和飞行试验三种方法基础上，基于大型风洞真实飞行物理模拟环境，利用大型风洞飞行器全尺寸模拟、高效准确和低成本可重复模拟的优势，针对飞行器俯仰机动过程，建立仿真试验方法，有效弥补现有数字建模仿真、半实物仿真和飞行试验方法的不足，对飞行器控制优化设计和性能评估具有重要的技术支撑意义。
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公开(公告)号：CN113252286A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110812855.4
申请日：2021-07-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统。该半实物仿真试验系统包括以风洞试验段为核心布置的飞行控制系统、安全保护系统、模型支撑系统、参数测量系统、试验模型系统和高压供气系统，还包括连接各系统的信号传输和电源线缆，以及为高压供气系统提供高压空气的风洞高压气源、连通高压供气系统和风洞高压气源的高压通气管路。本发明的飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统充分利用大型风洞能够实现飞行物理环境真实模拟、飞行器全尺寸模拟、高效准确和低成本可重复模拟的优点，对飞行器复合控制进行优化设计和性能评估，降低了飞行器研制成本、研制风险，缩短了研制周期。
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公开(公告)号：CN112525476A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011428124.1
申请日：2020-12-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于非定常测力风洞试验的模型支撑及耦合滚转驱动装置。该装置为T型杆式结构，包括水平放置的尾支杆，尾支杆的中心轴线上安装有芯轴，芯轴前端伸出尾支杆并固定连接天平，天平上固定连接模型；芯轴后端伸出尾支杆，芯轴后端的上方固定有竖直的滚转驱动伺服电机，芯轴后端的下方对称固定有竖直的力矩补偿伺服电机，滚转驱动伺服电机驱动芯轴带动天平和模型进行滚转运动，力矩补偿伺服电机输出同向滚转力矩，补偿滚转驱动伺服电机的能量损失；芯轴后端包裹支杆后段，尾支杆插入支杆后段并与支杆后段固定连接。该装置的模型适应性更好、滚转驱动角度的精准度更高。
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