公开(公告)号：CN110303475B

公开(公告)日：2024-09-20

申请号：CN201910576246.6

申请日：2019-06-28

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 赵星宇 ,  魏忠武 ,  王帅 ,  董金刚 ,  谢峰 ,  张晨凯

IPC分类号： B25J9/00 ,  B25J9/12

摘要： 本发明公开了一种四分支三自由度冗余驱动式并联加工头，包括电主轴、加工台、框架、三个相同的驱动分支以及冗余驱动分支，所述驱动分支均包含电机‑减速器模块一、转盘一、连杆一、铰座一和铰座二，所述电机‑减速器模块一通过第五转动副对转盘一进行转动驱动，转盘一边缘两侧设有一对耳轴，其通过第四转动副与连杆一一端相铰接，连杆一的另一端通过第三转动副与铰座一相铰接，铰座一与铰座二分别通过第一转动副和第二转动副进行铰接，所述第一转动副、第二转动副和第三转动副的转动轴线相互正交。本发明通过冗余驱动的结构形式，可改善驱动器的负载状况，承载能力强，避免加工复杂大型工件时驱动器的过载问题。

公开(公告)号：CN118607239A

公开(公告)日：2024-09-06

申请号：CN202410762818.0

申请日：2024-06-13

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 闫万方 ,  魏巍 ,  陈天奇 ,  王帅 ,  谢峰 ,  张晨凯 ,  魏忠武 ,  董金刚

IPC分类号： G06F30/20 ,  G01M9/02 ,  G01M9/08 ,  G06F119/14

摘要： 本发明涉及涉及一种基于多元正交函数的风洞天平校准模型建模方法，属于试验空气动力学测量技术领域，包括如下步骤：基于单元校准数据获得并固化关键参数θi1，并利用式yi’＝yi‑θi1*xi处理多元校准数据；建立基函数模型并对其正交化，获得候选正交函数模型Ri；建立PSE‑ASM判据模型，并筛选Ri中的多元正交函数，获得推荐正交函数模型Ri’；求解推荐正交函数模型系数ai，进一步求解获得该分量的校准模型；重复上述步骤获得天平多分量校准模型；本发明采用基于正交多元函数和PSE‑ASM判据模型的建模方法，可以有效避免回归变量相关性和矩阵病态导致的回归参数不准确问题，同时，可以简化模型结构，避免模型过拟合。上述有益效果可使天平校准模型具有更好的预测泛化能力。

公开(公告)号：CN118603484A

公开(公告)日：2024-09-06

申请号：CN202410699761.4

申请日：2024-05-31

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 闫万方 ,  魏巍 ,  刘国东 ,  魏忠武 ,  陈天奇 ,  谢峰 ,  张晨凯 ,  王帅 ,  杨辉

IPC分类号： G01M9/04 ,  G01M9/06

摘要： 本发明涉及一种飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统及试验方法，属于试验空气动力学测量技术领域；包括俯仰振荡驱动装置、随动装置、滚转驱动测力装置和飞行器模型，俯仰振荡驱动装置和随动装置置于风洞外，并分别与置于风洞内的滚转驱动测力装置连接组成试验系统，通过驱动飞行器模型实现其在水平面内任意俯仰振幅振荡运动模拟；滚转驱动测力装置位于飞行器模型内部，为电磁悬浮测力装置，悬浮并驱动飞行器模型实现沿其轴线任意滚转振幅振荡模拟，同时完成六分量动态气动力测量；本发明试验系统集成度高，可实现飞行器模型俯仰、滚转两种模式的90°超大姿态角振荡同步模拟，并实飞行器六维动态气动力测量。

公开(公告)号：CN110303476B

公开(公告)日：2024-08-30

申请号：CN201910578216.9

申请日：2019-06-28

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 赵星宇 ,  董金刚 ,  王帅 ,  魏忠武 ,  谢峰 ,  张晨凯

IPC分类号： B25J9/00 ,  B25J9/12

摘要： 本发明公开了一种三分支三自由度冗余驱动式并联加工头，包括电主轴、加工台以及三个相同的驱动分支，每个驱动分支均包含第一驱动单元、第二驱动单元、连杆一和连杆二，所述连杆一和连杆二的一端分别通过第四转动副和第五转动副与第一驱动单元和第二驱动单元相铰接，连杆一和连杆二的另一端均通过第三转动副与十字轴相铰接，十字轴同时通过第二转动副与铰座侧面通孔相铰接，铰座底侧通孔与加工台通过第一转动副相铰接，加工台中心装有电主轴。本发明通过冗余驱动的结构形式，可改善驱动器的负载状况，承载能力强，避免加工复杂大型工件时驱动器的过载问题。

公开(公告)号：CN117744207A

公开(公告)日：2024-03-22

申请号：CN202311696651.4

申请日：2023-12-11

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 王方剑 ,  谢峰 ,  董金刚 ,  魏忠武 ,  陈天奇 ,  秦汉

IPC分类号： G06F30/13 ,  G06F30/27 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14 ,  G06F111/10

摘要： 本说明书实施例提供了一种尾退分离两体CTS支撑干扰气动力修正模型构建方法及系统，其中，方法包括：根据尾退分离飞行器的特点生成飞行器网格，对所述飞行器网格进行数值模拟得到尾退分离飞行器在有无支撑不同工况下的气动力，通过对比有无支撑不同工况下的气动力获取支撑干扰量数据集，将所述支撑干扰量数据集划分为训练集与验证集；将训练集输入神经网络模型进行训练，得到训练好的支撑干扰气动力修正模型，通过验证集验证所述训练好的支撑干扰气动力修正模型，得到最终的支撑干扰气动力修正模型；所述方法进一步包括：将最终的支撑干扰气动力修正模型嵌入CTS风洞试验系统，根据规划的输入量与输出量实现尾退分离两体CTS支撑干扰的在线修正。

公开(公告)号：CN117740315A

公开(公告)日：2024-03-22

申请号：CN202311696641.0

申请日：2023-12-11

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 张晨凯 ,  赵文楷 ,  谢峰 ,  王帅 ,  陈天奇 ,  魏忠武

IPC分类号： G01M9/06 ,  G01M1/12 ,  G01M1/10

摘要： 本发明提供了一种副油箱应急分离捕获轨迹风洞试验方法，在风洞中模拟副油箱应急分离投放过程不同阶段和不同约束下的分离问题，在风洞试验模拟副油箱应急分离时，副油箱在第一阶段先绕飞机上的挂点转动，在到达脱开角度后开始第二阶段的无约束六自由度运动，计算不同时刻姿态变化引起的质心和转动惯量的变化。本发明在风洞试验中考虑副油箱应急分离投放过程不同阶段和不同约束下的分离问题，提出副油箱应急分离投放过程不同阶段和不同约束下的捕获轨迹风洞试验方法，拓宽了试验能力；同时考虑部分燃油的副油箱在投放过程不同时刻姿态变化，给出了不同姿态角下的质心和转动惯量的计算方法。

公开(公告)号：CN117516863A

公开(公告)日：2024-02-06

申请号：CN202311626922.9

申请日：2023-11-30

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 闫万方 ,  魏巍 ,  张远晖 ,  刘国东 ,  陈天奇 ,  王帅 ,  张晨凯 ,  谢峰

IPC分类号： G01M9/06

摘要： 本发明提供一种载荷极不匹配风洞测力天平校准装置及校准方法，该校准装置包括基座、支杆、定位块、支架、加载架、X向施力装置、Y向施力装置和Z向施力装置；其中支杆一端与基座连接，另一端与待校准天平连接，待校准天平另一端与加载架连接，定位块分别连接支杆与支架，支架通过定位块定位后，安装在基座上；X向、Z向施力装置两端均分别与加载架和支架连接，用于向天平施加X向、Z向载荷，Y向施力装置一端与加载架连接，用于向天平施加Y向载荷；本发明能够避免传统“滑轮式”载荷换向引入的施力误差，以及加载架重量、电磁天平外壳体重量等的设计约束和误差源引入问题，各分量载荷施加精度高，满足各类载荷不匹配度的天平校准需求。

公开(公告)号：CN116522595A

公开(公告)日：2023-08-01

申请号：CN202310311910.0

申请日：2023-03-27

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 谢峰 ,  魏忠武 ,  王帅 ,  张晨凯 ,  闫万方 ,  陈天奇 ,  蒋文国

IPC分类号： G06F30/20 ,  G01M9/00 ,  G01M9/08 ,  G06F17/16 ,  G06F111/04

摘要： 本发明公开了一种混联驱动的CTS风洞试验运动系统的导弹模型工作空间计算方法，包括如下步骤：(1)建立混联驱动的CTS风洞试验运动系统的坐标系；(2)建立混联驱动的CTS风洞试验运动系统的运动学模型，建立混联驱动的CTS风洞试验运动系统中各驱动量与导弹模型位姿的映射关系；(3)建立混联驱动的CTS风洞试验运动系统的约束条件；(4)制定位姿分配规则，采用姿态遍历、位姿叠加的方法合成导弹模型的工作空间。通过以上步骤，可以确定导弹模型在风洞中的工作空间，较大提高了CTS试验中导弹模型的运动空间的计算效率，为CTS试验轨迹边界的判定奠定基础。

公开(公告)号：CN116465406A

公开(公告)日：2023-07-21

申请号：CN202310308683.6

申请日：2023-03-27

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 谢峰 ,  王帅 ,  张晨凯 ,  魏忠武 ,  蒋文国 ,  张江

IPC分类号： G01C21/20 ,  G01C1/00 ,  G01M9/00 ,  G01M9/08 ,  G06F30/28 ,  G06F17/12 ,  F42B35/00 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

摘要： 本发明公开了一种混联驱动的CTS风洞试验运动系统的运动学反解方法，包括：在混联驱动的CTS风洞试验运动系统中，建立风洞坐标系、XYZ串联直线导轨坐标系、Z3型并联机构静平台坐标系、Z3型并联机构动平台坐标系、导弹模型坐标系；对混联驱动的CTS风洞试验运动机构作运动学分析，建立正向运动学模型；根据导弹模型目标位姿和正向运动学模型，提出一种线位移和角位移分离求解的反解策略，建立各驱动部件的行程量方程组，采用解析法求解各驱动部件行程，以得到其逆向运动学模型，该方法可以实现对CTS风洞试验运动机构的运动学反解，保证CTS风洞试验运动机构控制的准确性，以实现CTS风洞试验中导弹模型的自动化定位。

公开(公告)号：CN114441133B

公开(公告)日：2023-06-06

申请号：CN202111630094.7

申请日：2021-12-28

申请人： 中国航天空气动力技术研究院

发明人： 谢峰 ,  魏忠武 ,  王帅 ,  祝令谱

IPC分类号： G01M9/06 ,  G01M9/08

摘要： 本发明涉及一种用于风洞试验攻角‑双转轴机构的位姿标定方法及设备，针对风洞试验中的攻角‑双转轴机构，建立尾轴姿态角与各转轴转动值之间的关系，据此得到攻角‑双转轴机构中的待定误差参数。本发明首先根据理论推导确定攻角‑双转轴机构的反解运动数学模型，然后设定三个转轴的转动值初零值，之后使用ROMER绝对测量机测量标定姿态角序列中的姿态角，采用非线性最小二乘法，获取参数化模型中的待定误差参数，实现对攻角‑双转轴机构的姿态角标定工作；本发明适用于攻角‑双转轴机构的姿态标定，姿态的定位准度高。