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公开(公告)号：CN116086757A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211366075.2
申请日：2022-10-31
Applicant: 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 发明提供重载短行程高速高精准定位的快插机构及其动力学轨迹规划方法。该快插机构包括安装板、位移传感器和驱动器。所述位移传感器为光栅尺。所述位移传感器包括光栅尺主尺和光栅尺读数头。所述光栅尺主尺布置在安装板的板面上。所述光栅尺读数头与机架固定连接。所述驱动器为直线电机。所述驱动器包括直线电机次级和两个直线电机初级。所述驱动器采用双边短初级布置形式。工作时，快插机构沿竖直Y方向或倾斜方向将模型送入风洞流场均匀区。在基本不改变运动速度和位移曲线平滑性的基础上，有效的降低了加速段和减速段的最大加速度值，从而不仅降低了直线电机在运动过程中的最大驱动力、减小峰值电流。
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公开(公告)号：CN116929695A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202211556744.2
申请日：2022-12-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 重庆大学
Abstract: 本发明公开了一种飞行器模型风洞试验的攻角连续调节装置及应用方法，包括：固定在风洞试验设备上的机架，其上以可拆卸的方式设置有主支板；用于固定尾支杆的角度调节盘；其中，所述主支板上设置有弧形槽，所述角度调节盘底部设置有与弧形槽相配合的弧形滑块；所述弧形槽、弧形滑块的纵截面被配置为呈T形结构。本发明提供一种飞行器模型风洞试验的攻角连续调节装置及应用方法，通过弧形滑动块与弧形的截面为T型的开槽配合转动，可以在不影响飞行器模型阻塞度的前提下辅助飞行器模型的攻角调节导向；也可以有效防止飞行器模型、尾支杆及角度调节盘的在主支板平面的倾覆。
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公开(公告)号：CN116045153B
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202211346339.8
申请日：2022-10-31
Applicant: 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种齿轮齿条式连续变俯仰角机构，包括主支板(1)、弧形齿条(2)、齿轮(3)、滑动块(4)、角度调节盘(5)、空心轴套(501)、尾支杆(6)。本发明提供了一种免拆卸、快速便捷的连续调整俯仰角的结构设计方案，能够快速实现对风洞实验设备进行俯仰角的连续调整。
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公开(公告)号：CN116045153A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211346339.8
申请日：2022-10-31
Applicant: 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种齿轮齿条式连续变俯仰角机构，包括主支板(1)、弧形齿条(2)、齿轮(3)、滑动块(4)、角度调节盘(5)、空心轴套(501)、尾支杆(6)。本发明提供了一种免拆卸、快速便捷的连续调整俯仰角的结构设计方案，能够快速实现对风洞实验设备进行俯仰角的连续调整。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115824575A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202310146574.9
申请日：2023-02-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验测量领域，公开了一种获取模型表面微射流对气动特性影响的试验方法。试验方法基于专用的模型表面微射流试验装置。试验方法包括安装试验模型，采集数据零点，进行模型表面微射流试验，和试验数据处理。本发明的获取模型表面微射流对气动特性影响的试验方法精确模拟了烧蚀材料热解气体的产生和作用；使用的模型表面微射流试验装置结构简单，隔离减震效果良好，对俯仰测力天平测量无干扰；在相同的试验条件下，获取了有无微射流的气动特性参数，能够直接获取干扰量，误差源少，数据精度高。
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公开(公告)号：CN115541175A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211532840.3
申请日：2022-12-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/08 , G01M9/04 , G06F30/20 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于风洞试验设备技术领域，公开了一种小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法。本发明的小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法包括以下步骤：计算试验模型的极限攻角；判断是否需要设计加工变攻角模块；计算变攻角模块的攻角和长度；设计变攻角模块；加工变攻角模块；安装变攻角模块；开展地面试验，校核试验模型攻角；开展风洞试验。本发明的小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法能够快速地设计变攻角模块，将试验模型攻角短时间内调整到试验所需的攻角角度，在满足试验模型在小口径闭口风洞中不堵塞流场情况下，迅速简便地增大的试验模型的攻角范围。
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公开(公告)号：CN117268689A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311221038.7
申请日：2023-09-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 发明属于风洞试验技术领域，公开了一种捕获轨迹风洞试验的碰撞保护方法。该碰撞保护方法的撞前保护程序通过检测历史碰撞信息能够对未来轨迹进行碰撞预警。该碰撞保护方法将碰撞区域分为天平前区域与天平后区域两个区域，天平前区域发生的碰撞可以由天平直接检测到。天平后区域发生的碰撞，则需要建立滤波后的CTS系统支撑装置的观测器模型对各关节进行实时遍历检测，能够检测到碰撞发生的位置和方向；在检测到碰撞信息后，记录碰撞信息并反馈给撞前保护程序，同时进行安全响应，控制模型按照响应策略进行移动，离开碰撞状态。该碰撞保护方法不需要添加额外的传感器，成本低，具有更高的安全性和可靠性，误警率低，能够检测到未知障碍物。
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公开(公告)号：CN115824575B
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202310146574.9
申请日：2023-02-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验测量领域，公开了一种获取模型表面微射流对气动特性影响的试验方法。试验方法基于专用的模型表面微射流试验装置。试验方法包括安装试验模型，采集数据零点，进行模型表面微射流试验，和试验数据处理。本发明的获取模型表面微射流对气动特性影响的试验方法精确模拟了烧蚀材料热解气体的产生和作用；使用的模型表面微射流试验装置结构简单，隔离减震效果良好，对俯仰测力天平测量无干扰；在相同的试验条件下，获取了有无微射流的气动特性参数，能够直接获取干扰量，误差源少，数据精度高。
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公开(公告)号：CN115541175B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211532840.3
申请日：2022-12-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/08 , G01M9/04 , G06F30/20 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于风洞试验设备技术领域，公开了一种小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法。本发明的小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法包括以下步骤：计算试验模型的极限攻角；判断是否需要设计加工变攻角模块；计算变攻角模块的攻角和长度；设计变攻角模块；加工变攻角模块；安装变攻角模块；开展地面试验，校核试验模型攻角；开展风洞试验。本发明的小口径闭口风洞试验段变攻角模块的设计方法能够快速地设计变攻角模块，将试验模型攻角短时间内调整到试验所需的攻角角度，在满足试验模型在小口径闭口风洞中不堵塞流场情况下，迅速简便地增大的试验模型的攻角范围。
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