CN115420459A - 一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构 - Google Patents
一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115420459A CN115420459A CN202210987557.3A CN202210987557A CN115420459A CN 115420459 A CN115420459 A CN 115420459A CN 202210987557 A CN202210987557 A CN 202210987557A CN 115420459 A CN115420459 A CN 115420459A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- pitching
- stator
- ball bearing
- air
- rotor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 title claims abstract description 35
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 32
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims abstract description 68
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 20
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 18
- 230000008569 process Effects 0.000 claims abstract description 13
- 238000007667 floating Methods 0.000 claims description 28
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 6
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 4
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 2
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 2
- 210000001015 abdomen Anatomy 0.000 description 1
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 238000010998 test method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
- G01M9/062—Wind tunnel balances; Holding devices combined with measuring arrangements
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/02—Wind tunnels
- G01M9/04—Details
Abstract
本发明涉及一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，包括气浮球轴承、俯仰偏航基座、角接触轴承、支杆组件、俯仰伺服电机、偏航伺服电机、无线测控模块以及上位机；风洞虚拟飞行试验过程中，飞行器模型在气动力和舵面共同作用下自由运动，上位机通过无线测控模块获取飞行器模型姿态，并实时解算气浮球轴承转子和定子间的夹角，当气浮球轴承转子和定子间的夹角超出设定的运动范围时，上位机发送控制指令驱动俯仰伺服电机和或偏航伺服电机强迫运动，调整气浮球轴承转子与定子间的夹角始终在设定的运动范围内。本发明可最大程度降低支撑摩擦对风洞试验的干扰，且在不增加飞行器外形破坏程度的条件下满足各通道超大运动范围的需求。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，特别适用于飞行器角度运动范围较大的风洞虚拟飞行试验。
背景技术
飞行包线宽、机动性好、敏捷度高是现代战斗机和新型高超飞行器的重要特征，大迎角高机动飞行过程中，由于非线性、非定常气动特性和飞行参数变化剧烈导致的气动与控制耦合性强、稳定性弱及非线性现象显著的问题，给飞行器机动特性评估、控制系统设计和风洞试验提出新的挑战；传统基于定常风洞试验+飞行试验的迭代设计方法代价高昂，试验周期冗长，试验风险大，且基于线性叠加原理的定常风洞试验方法割裂气动与运动之间的相互干扰，难以有效揭示真实机动飞行时气动与运动之间复杂的非线性耦合特性与机理。
风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个旋转自由度的专用支撑装置上，通过舵面作动系统操控舵面完成指定控制率下的舵偏运动，并实时测量飞行器气动和运动参数，检验飞行器响应和操纵控制特性；飞行器模型通常采用腹撑、背撑或尾撑的方式与支撑装置连接，这种连接方式存在飞行器运动范围不足的问题。当飞行器运动范围较大时需对应扩大其腹部、背部或尾部开口尺寸，甚至采用某一运动自由度机构置于模型外部的方式，严重影响飞行器模型的几何相似性和惯量相似性；此外，多自由度支撑机构通常采用组合机械轴承的形式，摩擦阻尼大，摩擦影响不可忽略，且随着气动载荷的变化而变化，导致摩擦修正比较困难。上述问题均对风洞虚拟飞行试验的逼真度和可靠性产生较大影响。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于解决风洞试验中支撑机构摩擦阻尼大、飞行器运动范围不足问题的飞行器模型多自由度支撑机构。
本发明的技术解决方案是：气浮球轴承、支杆组件和支撑驱动机构；飞行器模型安装后质心位置与气浮球轴承的球心重合，飞行器模型通过所述气浮球轴承与支杆组件上端连接，飞行器模型在气浮球轴承的支撑下绕支杆组件实现俯仰、偏航、滚转运动，当气浮球轴承转子与定子间的夹角超出设定的运动范围时，支撑驱动机构用于驱动支杆组件运动，调整气浮球轴承转子与定子间的夹角始终在设定的运动范围内。
本发明所述的气浮球轴承转子与飞行器模型刚性固连，气浮球轴承定子与支杆组件上端刚性固连。
本发明中气浮球轴承转子绕定子自由运动时，转子与定子之间夹角的自由变化范围取为[-θ1，θ2]，转子和定子之间设定的运动范围取为
θ1为转子与定子间夹角下限的绝对值，θ2为转子与定子间夹角的上限。
本发明所述支撑驱动机构包括俯仰偏航基座、角接触轴承、偏航伺服电机和俯仰伺服电机；俯仰偏航基座包括圆弧导轨和基座，圆弧导轨与基座固定连接，基座通过角接触轴承安装于地板，支杆组件下端与俯仰偏航基座的圆弧导轨内侧啮合；支杆组件的俯仰运动转心位于圆弧导轨的圆心，俯仰偏航基座的偏航运动转轴为基座轴线；气浮球轴承的球心、支杆组件的俯仰运动转心相交于俯仰偏航基座偏航运动转轴上的一点，飞行器模型安装后质心位置与此点重合，保证飞行器模型在自由运动过程中的质心位置始终不变；当转子和定子间的夹角超出设定的运动范围时，俯仰伺服电机驱动支杆组件沿俯仰偏航基座的圆弧导轨移动，使飞行器模型实现强迫俯仰运动；偏航伺服电机驱动俯仰偏航基座旋转，通过支杆组件使飞行器模型实现强迫偏航运动，保证气浮球轴承转子与定子间的夹角始终在设定的运动范围内。
进一步的，所述俯仰伺服电机安装于支杆组件的下端，通过编码器获取定子相对地面参考坐标系的俯仰角度；所述偏航伺服电机嵌入地板，还用于获取定子相对地面参考坐标系的偏航角度。
进一步的，本发明所述支撑机构还包括无线测控模块，用于实时测量飞行器模型相对地面参考坐标系的俯仰、偏航和滚转角度。所述无线测控模块安装于飞行器模型内腔。
进一步的，本发明所述支撑机构还包括上位机，上位机通过无线测控模块实时获取转子相对地面参考坐标系的俯仰、偏航和滚转角度；偏航伺服电机获取定子相对地面参考坐标系的偏航角度，俯仰伺服电机获取定子相对地面参考坐标系的俯仰角度，上位机根据转子与定子分别相对地面参考坐标系的角度关系，通过坐标转换，实时解算出气浮球轴承定子和转子间的夹角。
使用本发明所述支撑机构调节飞行器模型的运动姿态时，包括如下步骤：
S1、将气浮球轴承定子与支杆组件固定连接，保证气浮球轴承处于正常浮起状态；
S2、调整俯仰偏航基座圆弧导轨边缘弧线所在的平面平行于风洞来流方向，支杆组件滑动到俯仰偏航基座圆弧导轨的中心位置，记录偏航伺服电机和俯仰伺服电机当前位置为基准位置，此时反馈的偏航角和俯仰角为零；
S3、将飞行器模型安装于气浮球轴承转子，飞行器模型的质心与气浮球轴承的球心重合，无线测控模块、俯仰伺服电机、偏航伺服电机和上位机正常工作后开始吹风，控制舵面作动系统完成指定控制率下的舵偏运动，在风洞来流条件模拟飞行器机动过程；
S4、试验过程中实时获取气浮球轴承转子和定子相对地面参考坐标系的偏转角度，通过坐标系转换获取气浮球轴承转子和定子间夹角；当转子和定子间的夹角超出设定的运动范围时，上位机控制俯仰伺服电机和或偏航伺服电机驱动支杆组件运动，调整气浮球轴承转子与定子间的夹角始终在设定的运动范围内。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)、本发明利用气浮球轴承作为风洞虚拟飞行试验多自由度支撑机构，最大限度降低支撑机构摩擦对试验逼真度的影响；
(2)、本发明引入伺服控制的方法补偿气浮球轴承运动范围不足的问题，在不增加飞行器模型支撑开口尺寸的前提下，使得超大运动范围的风洞飞行器虚拟飞行试验成为可能。
附图说明
图1为本发明实施例飞行器模型多自由度支撑机构示意图；
图2为本发明实施例气浮球轴承结构示意图。
具体实施方式
如图1所示，本发明提出的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，包括气浮球轴承3、支杆组件8和支撑驱动机构；气浮球轴承3包括转子11和定子12，俯仰偏航基座4包括圆弧导轨和基座，支撑驱动机构包括俯仰偏航基座4、角接触轴承5、偏航伺服电机7和俯仰伺服电机9。飞行器模型1与气浮球轴承转子11刚性固连，支杆组件8上端与气浮球轴承定子12刚性固连，支杆组件8下端与俯仰偏航基座4的圆弧导轨内侧以齿轮和弧形齿条的方式啮合。俯仰偏航基座4的圆弧导轨与基座固定连接，基座通过角接触轴承安装于地板；俯仰伺服电机9安装于支杆组件8的下端，能够实时反馈定子12相对地面参考坐标系的俯仰角度，并驱动支杆组件8实现强迫俯仰运动；偏航伺服电机7嵌入地板6，能够实时反馈定子12相对地面参考坐标系的偏航角度，并驱动俯仰偏航基座4旋转，通过支杆组件8使飞行器模型1实现强迫偏航运动；支杆组件8的俯仰运动转心位于圆弧导轨的圆心，俯仰偏航基座4的偏航运动转轴为基座轴线；飞行器模型1的质心、气浮球轴承3的球心、支杆组件8的俯仰运动转心相交于俯仰偏航基座4偏航运动转轴上的一点，使得飞行器模型1在自由运动过程中，质心的位置始终保持不变。地面参考坐标系的原点可以自由选取。
俯仰运动时，气浮球轴承3与飞行器模型1之间的摩擦极低，因此，支杆组件8的偏转对飞行器模型角运动干扰可忽略；偏航运动时，俯仰偏航基座4通过支杆组件8使气浮球轴承转子11绕定子12运动，由于气浮球轴承3与飞行器模型1之间的摩擦极低，因此俯仰偏航基座4对飞行器模型1角运动干扰可忽略；偏转过程中飞行器模型1沿俯仰、偏航和滚转通道的角位移变化量不大于0.1°。
本发明还包括无线测控模块2和上位机10，无线测控模块2安装在飞行器模型1的内腔，无线测控模块2实时测量飞行器模型1相对地面参考坐标系的俯仰、偏航和滚转角度，由于气浮球轴承转子11与飞行器模型1刚性固连，因此飞行器模型1相对地面参考坐标系的偏转角度等于转子11相对地面参考坐标系的偏转角度；无线测控模块2将此偏转角度实时反馈给上位机10，偏航伺服电机7的编码器获取定子12相对地面参考坐标系的偏航角度，俯仰伺服电机9的编码器获取定子12相对地面参考坐标系的俯仰角度，上位机10根据定子12与地面参考坐标系的相对关系以及转子11与地面参考坐标系的相对关系，通过坐标转换，实时解算出气浮球轴承转子11与定子12之间的夹角，发送反馈控制指令驱动偏航伺服电机7和俯仰伺服电机9偏转指定角度，调整飞行器模型1的偏航运动和俯仰运动。
图2是本发明中气浮球轴承转子11和定子12的结构示意图，气浮球轴承转子11与飞行器模型1刚性固连，气浮球轴承定子12与支杆组件8上端刚性固连，通气后定子12和转子11间形成气膜；当转子11绕定子12自由运动时，转子11与定子12之间夹角的自由变化范围是[-θ1，θ2]，且转子11与定子12间的摩擦阻尼极低，能在极大程度上降低支撑机构摩擦对试验逼真度的影响，其中，θ1为转子11与定子12间夹角下限的绝对值，θ2为转子11与定子12间夹角的上限，θ1和θ2根据使用场景个性化设计。
使用本发明所述支撑机构调节飞行器模型1的运动姿态时，包括如下步骤：
(1)将无线测控模块2安装于飞行器模型1的内腔，上电后通过上位机确认测量模块和通讯模块工作状态正常；
(2)将气浮球轴承定子12与支杆组件8固定连接，调整通气压力后保证气浮球轴承3处于正常浮起状态；
(3)调整俯仰偏航基座圆弧导轨边缘弧线所在的平面平行于风洞来流方向，支杆组件8滑动到俯仰偏航基座4圆弧导轨的中心位置，记录偏航伺服电机7和俯仰伺服电机9当前位置为基准位置，此时反馈的偏航角和俯仰角为零；
(4)将飞行器模型1安装于气浮球轴承转子11，飞行器模型1的质心与气浮球轴承3的球心重合，无线测控模块2、俯仰伺服电机9、偏航伺服电机7和上位机10正常工作后开始吹风，控制舵面作动系统完成指定控制率下的舵偏运动，在风洞来流条件模拟飞行器机动过程；
(5)试验过程中上位机10实时获取气浮球轴承转子11和定子12相对地面参考坐标系的偏转角度，通过坐标系转换获取气浮球轴承转子11和定子12间夹角；当转子11和定子12间的夹角超出设定的运动范围时，上位机10控制俯仰伺服电机9和或偏航伺服电机7驱动支杆组件8运动，调整气浮球轴承转子11与定子12间的夹角始终在设定的运动范围内。具体调整方法如下：
设定风洞试验过程中转子11和定子12之间设定的运动范围取为
当转子11与定子12在俯仰通道的夹角小于
或大于
时，上位机10下发反馈控制指令给俯仰伺服电机9，俯仰伺服电机9驱动支杆组件8偏转指定角度，调整气浮球轴承转子11与定子12间的夹角始终在设定的运动范围内。
当转子11与定子12在偏航通道的夹角小于
或大于
时，上位机10下发反馈控制指令给偏航伺服电机7，偏航伺服电机7驱动俯仰偏航基座4偏转指定角度，通过支杆组件8调整气浮球轴承转子11与定子12间的夹角始终在设定的运动范围内。
以上所述，仅为本发明1个具体实施方式，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
Claims (9)
1.一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：包括气浮球轴承(3)、支杆组件(8)和支撑驱动机构；飞行器模型(1)安装后质心位置与气浮球轴承(3)的球心重合，飞行器模型(1)通过所述气浮球轴承(3)与支杆组件(8)上端连接，飞行器模型(1)在气浮球轴承(3)的支撑下绕支杆组件(8)实现俯仰、偏航、滚转运动，当气浮球轴承转子(11)与定子(12)间的夹角超出设定的运动范围时，支撑驱动机构用于驱动支杆组件(8)运动，调整气浮球轴承转子(12)与定子(11)间的夹角始终在设定的运动范围内。
2.根据权利要求1所述的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：气浮球轴承转子(11)与飞行器模型(1)刚性固连，气浮球轴承定子(12)与支杆组件(8)上端刚性固连。
3.根据权利要求1或2所述的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：所述气浮球轴承转子(11)绕定子(12)自由运动时，转子(11)与定子(12)之间夹角的自由变化范围取为[-θ1，θ2]，转子(11)和定子(12)之间设定的运动范围取为
θ1为转子(11)与定子(12)间夹角下限的绝对值，θ2为转子(11)与定子(12)间夹角的上限。
4.根据权利要求1所述的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：所述支撑驱动机构包括俯仰偏航基座(4)、角接触轴承(5)、偏航伺服电机(7)和俯仰伺服电机(9)；俯仰偏航基座(4)包括圆弧导轨和基座，圆弧导轨与基座固定连接，基座通过角接触轴承(5)安装于地板(6)，支杆组件(8)下端与俯仰偏航基座(4)的圆弧导轨内侧啮合；支杆组件(8)的俯仰运动转心位于圆弧导轨的圆心，俯仰偏航基座(4)的偏航运动转轴为基座轴线；气浮球轴承(3)的球心、支杆组件(8)的俯仰运动转心相交于俯仰偏航基座(4)偏航运动转轴上的一点，飞行器模型(1)安装后质心位置与此点重合，保证飞行器模型(1)在自由运动过程中的质心位置始终不变；当转子(11)和定子(12)间的夹角超出设定的运动范围时，俯仰伺服电机(9)驱动支杆组件(8)沿俯仰偏航基座(4)的圆弧导轨移动，使飞行器模型(1)实现强迫俯仰运动；偏航伺服电机(7)驱动俯仰偏航基座(4)旋转，通过支杆组件(8)使飞行器模型(1)实现强迫偏航运动，保证气浮球轴承转子(12)与定子(11)间的夹角始终在设定的运动范围内。
5.根据权利要求4所述的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：俯仰伺服电机(9)安装于支杆组件(8)的下端，通过编码器获取定子(12)相对地面参考坐标系的俯仰角度；偏航伺服电机(7)嵌入地板(6)，还用于获取定子(12)相对地面参考坐标系的偏航角度。
6.根据权利要求5所述的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：还包括无线测控模块(2)，用于实时测量飞行器模型(1)相对地面参考坐标系的俯仰、偏航和滚转角度。
7.根据权利要求6所述的用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：所述无线测控模块(2)安装于飞行器模型(1)内腔。
8.根据权利要求6所述的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：还包括上位机(10)，上位机(10)通过无线测控模块(2)实时获取转子(11)相对地面参考坐标系的俯仰、偏航和滚转角度；偏航伺服电机(7)获取定子(12)相对地面参考坐标系的偏航角度，俯仰伺服电机(9)获取定子(12)相对地面参考坐标系的俯仰角度，上位机(10)根据转子(11)与定子(12)分别相对地面参考坐标系的角度关系，通过坐标转换，实时解算出气浮球轴承定子(12)和转子(11)间的夹角。
9.基于权利要求8所述机构的多自由度运动姿态调整方法，其特征在于包括如下步骤：
S1、将气浮球轴承定子(12)与支杆组件(8)固定连接，保证气浮球轴承(3)处于正常浮起状态；
S2、调整俯仰偏航基座(4)圆弧导轨边缘弧线所在的平面平行于风洞来流方向，支杆组件(8)滑动到俯仰偏航基座(4)圆弧导轨的中心位置，记录偏航伺服电机(7)和俯仰伺服电机(9)当前位置为基准位置，此时反馈的偏航角和俯仰角为零；
S3、将飞行器模型(1)安装于气浮球轴承转子(11)，飞行器模型(1)的质心与气浮球轴承(3)的球心重合，无线测控模块(2)、俯仰伺服电机(9)、偏航伺服电机(7)和上位机(10)正常工作后开始吹风，控制舵面作动系统完成指定控制率下的舵偏运动，在风洞来流条件模拟飞行器机动过程；
S4、试验过程中实时获取气浮球轴承转子(11)和定子(12)相对地面参考坐标系的偏转角度，通过坐标系转换获取气浮球轴承转子(11)和定子(12)间夹角；当转子(11)和定子(12)间的夹角超出设定的运动范围时，上位机(10)控制俯仰伺服电机(9)和或偏航伺服电机(7)驱动支杆组件(8)运动，调整气浮球轴承转子(12)与定子(11)间的夹角始终在设定的运动范围内。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210987557.3A CN115420459A (zh) | 2022-08-17 | 2022-08-17 | 一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210987557.3A CN115420459A (zh) | 2022-08-17 | 2022-08-17 | 一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115420459A true CN115420459A (zh) | 2022-12-02 |
Family
ID=84198621
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210987557.3A Pending CN115420459A (zh) | 2022-08-17 | 2022-08-17 | 一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115420459A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115655636A (zh) * | 2022-12-15 | 2023-01-31 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种大型高超声速高温风洞模型送进系统的俯仰攻角机构 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102095566A (zh) * | 2009-12-11 | 2011-06-15 | 中国航空工业空气动力研究院 | 强迫俯仰-自由偏航风洞试验装置 |
| CN102095567A (zh) * | 2009-12-11 | 2011-06-15 | 中国航空工业空气动力研究院 | 强迫偏航-自由滚转风洞试验装置 |
| CN102494865A (zh) * | 2011-11-24 | 2012-06-13 | 北京航空航天大学 | 飞行器俯仰/偏航/滚转三自由度强迫运动模拟装置 |
| CN107036781A (zh) * | 2017-06-08 | 2017-08-11 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 基于虚拟飞行试验模型的低阻尼三自由度支撑装置 |
| CN110207943A (zh) * | 2019-06-26 | 2019-09-06 | 中国航天空气动力技术研究院 | 高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法 |
| US10994866B1 (en) * | 2020-03-09 | 2021-05-04 | University Of Science And Technology Beijing | Flight test system for flapping-wing aerial vehicle |
-
2022
- 2022-08-17 CN CN202210987557.3A patent/CN115420459A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102095566A (zh) * | 2009-12-11 | 2011-06-15 | 中国航空工业空气动力研究院 | 强迫俯仰-自由偏航风洞试验装置 |
| CN102095567A (zh) * | 2009-12-11 | 2011-06-15 | 中国航空工业空气动力研究院 | 强迫偏航-自由滚转风洞试验装置 |
| CN102494865A (zh) * | 2011-11-24 | 2012-06-13 | 北京航空航天大学 | 飞行器俯仰/偏航/滚转三自由度强迫运动模拟装置 |
| CN107036781A (zh) * | 2017-06-08 | 2017-08-11 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 基于虚拟飞行试验模型的低阻尼三自由度支撑装置 |
| CN110207943A (zh) * | 2019-06-26 | 2019-09-06 | 中国航天空气动力技术研究院 | 高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法 |
| US10994866B1 (en) * | 2020-03-09 | 2021-05-04 | University Of Science And Technology Beijing | Flight test system for flapping-wing aerial vehicle |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115655636A (zh) * | 2022-12-15 | 2023-01-31 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种大型高超声速高温风洞模型送进系统的俯仰攻角机构 |
| CN115655636B (zh) * | 2022-12-15 | 2023-04-07 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种大型高超声速高温风洞模型送进系统的俯仰攻角机构 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106525375B (zh) | 一种用于无人机抗风能力检测的自适应系统 | |
| CN111289208B (zh) | 一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置 | |
| CN110160730B (zh) | 一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置及方法 | |
| CN105151280B (zh) | 一种飞行器用俯仰和偏航完全解耦的尾翼调节机构 | |
| CN105865272B (zh) | 一种用于半捷联制导导弹的一体化控制方法 | |
| CN104210655A (zh) | 一种双旋翼无人机 | |
| CN106840583B (zh) | 一种具有平移功能的亚跨超声速风洞大攻角机构 | |
| CN110749412B (zh) | 一种风洞试验用舰船摇摆台 | |
| CN102494865A (zh) | 飞行器俯仰/偏航/滚转三自由度强迫运动模拟装置 | |
| CN115420459A (zh) | 一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构 | |
| CN106840584B (zh) | 一种多自由度的亚跨超声速风洞大攻角机构 | |
| CN108344553B (zh) | 用于飞行器编队飞行的风洞试验模型并联机构支撑装置 | |
| CN111024362A (zh) | 用于对称面内级间分离轨迹预估的试验装置及试验方法 | |
| CN110207943A (zh) | 高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法 | |
| CN108454882A (zh) | 一种舵面驱动和舵面角度测量机构 | |
| CN109703768A (zh) | 一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法 | |
| CN105620709A (zh) | 一种飞艇两轴联动螺旋桨矢量推进装置 | |
| CN114778064A (zh) | 用于旋成体飞行器模型风洞虚拟飞行试验的支撑装置和试验系统 | |
| CN211927231U (zh) | 用于对称面内级间分离轨迹预估的试验装置 | |
| CN107976315B (zh) | 一种用于固冲发动机自由射流试验的攻角侧滑角伺服机构 | |
| CN110254703B (zh) | 一种倾转双旋翼自动悬停t型无人机系统 | |
| CN111307399A (zh) | 一种列车风洞试验姿态微调方法 | |
| CN208070050U (zh) | 一种舵面驱动和舵面角度测量机构 | |
| CN103674474A (zh) | 全机风洞实验舵面操纵装置失效模拟装置 | |
| CN116643578B (zh) | 一种微小型尾座式无人机多模态统一控制方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |