RU2243526C1 - Method and device for measuring hinge moment of control surfaces of flying vehicle model during testing inside aerodynamic tunnel - Google Patents
Method and device for measuring hinge moment of control surfaces of flying vehicle model during testing inside aerodynamic tunnel Download PDFInfo
- Publication number
- RU2243526C1 RU2243526C1 RU2003130488/28A RU2003130488A RU2243526C1 RU 2243526 C1 RU2243526 C1 RU 2243526C1 RU 2003130488/28 A RU2003130488/28 A RU 2003130488/28A RU 2003130488 A RU2003130488 A RU 2003130488A RU 2243526 C1 RU2243526 C1 RU 2243526C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- steering
- output
- angle
- torsion
- organs
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использованы в качестве способа и реализующих его устройств при исследованиях аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов (ЛА) в аэродинамических трубах.The invention relates to experimental aerodynamics and can be used as a method and devices that implement it in studies of the aerodynamic characteristics of models of aircraft (LA) in wind tunnels.
Известен динамометрический способ определения аэродинамических сил и моментов /1/, основанный на их измерении посредством системы динамометров, на которых крепится модель ЛА. Этот способ обеспечивает измерение шести компонент (три аэродинамические силы и три аэродинамических момента) и позволяет определить создаваемую рулевыми органами модели подъемную силу, но не позволяет определить шарнирный момент рулевых органов модели.A known dynamometric method for determining the aerodynamic forces and moments / 1 /, based on their measurement by means of a system of dynamometers on which the aircraft model is mounted. This method provides the measurement of six components (three aerodynamic forces and three aerodynamic moments) and allows you to determine the lifting force generated by the steering organs of the model, but does not allow to determine the hinge moment of the steering organs of the model.
Система динамометров вместе с креплением модели составляют аэродинамические весы, которые служат основным измерительным устройством в аэродинамических трубах. Известные конструкции аэродинамических весов /2/ также не обеспечивают измерение шарнирного момента рулевых органов модели.The dynamometer system together with the model mount comprise an aerodynamic balance, which serves as the main measuring device in wind tunnels. Known designs aerodynamic scales / 2 / also do not provide a measurement of the hinge moment of the steering organs of the model.
Наиболее близким к заявляемому способу по совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту является принятый за прототип способ определения момента вращения /3/, основанный на определении величины момента по углу скручивания вращающегося вала. Применение этого способа для определения шарнирного момента рулевых органов модели предполагает измерение угла скручивания оси рулевых органов и требует неоднократной фиксации рулевых органов в диапазоне углов -δ m≤ δ ≤ +δ m, где δ - угол отклонения рулевых органов модели, а±δ m - максимальные значения этого угла. При этом для установки угла δ необходима остановка аэродинамической трубы и последующий вывод ее на режим, что связано с непроизводительными затратами энергии.The closest to the claimed method according to the set of essential features and the achieved effect is the method of determining the moment of rotation / 3 /, adopted as a prototype, based on determining the value of the moment from the angle of twisting of the rotating shaft. The application of this method to determine the hinge moment of the steering organs of the model involves measuring the twist angle of the axis of the steering organs and requires repeated fixation of the steering organs in the range of angles -δ m ≤ δ ≤ + δ m , where δ is the angle of deviation of the steering organs of the model, and ± δ m - maximum values of this angle. Moreover, to set the angle δ, it is necessary to stop the wind tunnel and its subsequent output to the mode, which is associated with unproductive energy costs.
Наиболее близким к заявляемым устройствам по совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту являются принятые за прототип трехкомпонентные аэродинамические весы тензометрического типа /4/, содержащие размещенные в корпусе модели датчики деформаций с упругими элементами и преобразователями деформаций в электрические сигналы (тензодатчики). Однако выполнение оси рулевых органов модели с упругими элементами и тензодатчиками обеспечивает измерение шарнирного момента только при фиксированном угле δ .The closest to the claimed devices in terms of the essential features and the achieved effect are the three-component aerodynamic balance of tensometric type / 4 / adopted as the prototype, containing strain gauges placed in the model’s body with elastic elements and strain converters into electrical signals (strain gauges). However, the implementation of the axis of the steering organs of the model with elastic elements and strain gauges provides the measurement of the hinge moment only at a fixed angle δ.
Задача заявляемых способов и реализующих его устройств - снижение энергетических затрат при испытаниях моделей ЛА в аэродинамической трубе за счет совмещения измерений на аэродинамических весах с измерением шарнирного момента рулевых органов модели внутримодельным устройством при обеспечении дистанционного управления рулевыми органами модели.The objective of the proposed methods and its implementing devices is to reduce energy costs when testing aircraft models in a wind tunnel by combining measurements on an aerodynamic balance with measuring the hinge moment of the steering organs of the model with an intramodel device while providing remote control of the model’s steering organs.
Для решения этой задачи в заявляемом способе определения шарнирного момента рулевых органов модели летательного аппарата при испытании в аэродинамической трубе, включающем определение величины вращающего момента по углу скручивания торсиона, в процессе испытаний внутримодельным приводом с торсионом в кинематической передаче устанавливают угол отклонения рулевых органов и измеряют угол поворота выходного вала привода, а действующий на рулевые органы шарнирный момент определяют по зависимостиTo solve this problem, in the inventive method for determining the hinge moment of the steering organs of an aircraft model when tested in a wind tunnel, including determining the magnitude of the torque from the torsion angle of rotation, in the process of testing with an intramodel drive with a torsion in the kinematic transmission, the angle of deviation of the steering organs is measured and the angle of rotation is measured the output shaft of the drive, and the hinge moment acting on the steering organs is determined by the dependence
где М - действующий на рулевые органы шарнирный момент, с - жесткость торсиона, δ - угол отклонения рулевых органов, γ - угол поворота выходного вала привода.where M is the hinge moment acting on the steering organs, c is the torsion stiffness, δ is the angle of deviation of the steering organs, γ is the angle of rotation of the drive output shaft.
Для решения поставленной задачи в первый вариант устройства для определения шарнирного момента рулевых органов модели летательного аппарата при испытании в аэродинамической трубе, которое содержит размещенный в корпусе модели датчик деформаций с упругим элементом и преобразователем деформаций в электрический сигнал, введены электродвигатель поворота рулевых органов и блок управления, содержащий первый и второй сумматоры, задатчик угла поворота рулевых органов, усилитель, преобразователь и устройство индикации. Упругий элемент датчика деформаций выполнен в виде торсиона, а преобразователь деформаций в электрический сигнал - в виде датчиков угловых координат вала электродвигателя и оси рулевых органов, кинематически связанной через выходной вал датчика деформаций с одним концом торсиона, другой конец которого через входной вал датчика деформаций жестко связан с валом электродвигателя. При этом входы первого сумматора электрически соединены соответственно с выходом датчика угловой координаты рулевых органов и выходом задатчика угла поворота рулевых органов, выход первого сумматора - с входом усилителя, выход усилителя - с электродвигателем, входы второго сумматора - соответственно с выходами датчиков угловых координат оси электродвигателя и оси рулевых органов, выход второго сумматора - через преобразователь с устройством индикации.To solve the problem, in the first version of the device for determining the hinge moment of the steering organs of the aircraft model when tested in a wind tunnel, which contains a strain gauge located in the model’s body with an elastic element and a strain transducer into an electrical signal, a steering motor and a control unit are introduced, comprising first and second adders, a steering angle adjuster, an amplifier, a converter, and an indication device. The elastic element of the strain gauge is made in the form of a torsion, and the strain gauge into an electric signal is in the form of sensors of the angular coordinates of the motor shaft and steering axes kinematically connected through the output shaft of the strain gauge to one end of the torsion bar, the other end of which is rigidly connected through the input shaft of the strain gauge with motor shaft. The inputs of the first adder are electrically connected, respectively, with the output of the sensor of the angular coordinate of the steering organs and the output of the angle adjuster of the steering organs, the output of the first adder with the input of the amplifier, the output of the amplifier with the electric motor, the inputs of the second adder with the outputs of the sensors of the angular coordinates of the axis of the electric motor and the axis of the steering organs; the output of the second adder is through a converter with an indication device.
Для решения поставленной задачи во второй вариант устройства для определения шарнирного момента рулевых органов модели летательного аппарата при испытании в аэродинамической трубе, которое содержит размещенный в корпусе модели датчик деформаций с упругим элементом и преобразователем деформаций в электрический сигнал, введены шаговый электродвигатель поворота рулевых органов и блок управления, содержащий первый и второй сумматоры, задатчик угла поворота рулевых органов, усилитель, счетчик импульсов, преобразователь и устройство индикации. Упругий элемент датчика деформаций выполнен в виде торсиона, а преобразователь деформаций в электрический сигнал - в виде датчика угловой координаты оси рулевых органов, кинематически связанной через выходной вал датчика деформаций с одним концом торсиона, другой конец которого через входной вал датчика деформаций жестко связан с валом электродвигателя. При этом входы первого сумматора электрически соединены соответственно с выходом датчика угловой координаты рулевых органов и выходом задатчика угла поворота рулевых органов, выход первого сумматора - с входом усилителя, выход усилителя - с шаговым электродвигателем, входы второго сумматора - соответственно с выходом датчика угловой координаты оси рулевых органов и выходом счетчика импульсов, вход которого соединен с выходом усилителя, а выход второго сумматора - через преобразователь с устройством индикации.To solve the problem, in the second version of the device for determining the hinge moment of the steering organs of the aircraft model when tested in a wind tunnel, which contains a strain gauge located in the model’s body with an elastic element and a strain transducer into an electrical signal, a stepper steering motor and a control unit are introduced comprising the first and second adders, a steering angle adjuster, an amplifier, a pulse counter, a converter and an in pecifications. The elastic element of the strain gauge is made in the form of a torsion, and the strain gauge into an electrical signal is in the form of a gauge of the angular coordinate of the steering axis, kinematically connected through the output shaft of the strain gauge to one end of the torsion bar, the other end of which is rigidly connected to the shaft of the electric motor through the input shaft of the strain gauge . In this case, the inputs of the first adder are electrically connected respectively to the output of the steering angle sensor and the output of the steering angle adjuster, the output of the first adder to the input of the amplifier, the output of the amplifier to a stepper motor, the inputs of the second adder to the output of the steering angle axis sensor organs and the output of the pulse counter, the input of which is connected to the output of the amplifier, and the output of the second adder through a converter with an indication device.
Конструкции заявляемых устройств пояснены чертежами, где на фиг.1 представлена блок-схема первого варианта устройства, а на фиг.2 - блок-схема второго варианта устройства.The design of the claimed devices is illustrated by drawings, where Fig. 1 is a block diagram of a first embodiment of a device, and Fig. 2 is a block diagram of a second embodiment of a device.
Осуществление заявляемого способа предполагает размещение в модели ЛА привода поворота рулевых органов, который дистанционно устанавливает и поддерживает их заданное угловое положение. При этом в кинематическую передачу от выходного вала привода к оси рулевых органов включен торсион, выполняющий две функции: первая - передача момента вращения от привода к рулевым органам, а вторая - упругая деформация (скручивание) под действием этого же момента вращения, который при заданном угловом положении рулевых органов компенсирует действие аэродинамического шарнирного момента, стремящегося либо установить рулевые органы в положение аэродинамического равновесия (например, δ =0 при угле атаки α =0 модели ЛА), что соответствует пружинному аэродинамическому моменту, либо отклонить рулевые органы до упора в положение δ =±δ m, что соответствует аэродинамическому моменту перекомпенсации. Однако в любом случае угол упругого скручивания торсиона пропорционален величине действующего на рулевые органы шарнирного момента. Поэтому, измеряя угол поворота выходного вала привода и зная угол отклонения рулевых органов, получим угол скручивания торсиона как разность этих углов, а известная жесткость торсиона позволяет определить действующий на рулевые органы модели ЛА шарнирный момент по зависимости (1).The implementation of the proposed method involves the placement in the aircraft model of the drive of rotation of the steering organs, which remotely sets and maintains their predetermined angular position. In this case, a torsion is included in the kinematic transmission from the output shaft of the drive to the axis of the steering organs, which performs two functions: the first is the transmission of the torque from the drive to the steering organs, and the second is the elastic deformation (twisting) under the action of the same rotation moment, which for a given angular the position of the steering organs compensates for the action of the aerodynamic hinge moment, which tends to either set the steering organs in the position of aerodynamic equilibrium (for example, δ = 0 at an angle of attack α = 0 of the aircraft model), which corresponds to the spring other aerodynamic moment, or deviate the steering organs all the way to the position δ = ± δ m , which corresponds to the aerodynamic moment of overcompensation. However, in any case, the angle of elastic torsion torsion is proportional to the magnitude of the hinge moment acting on the steering organs. Therefore, by measuring the angle of rotation of the drive output shaft and knowing the angle of deviation of the steering organs, we obtain the torsion angle of torsion as the difference between these angles, and the known torsion stiffness makes it possible to determine the hinge moment acting on the steering organs of the aircraft model according to dependence (1).
Конкретную реализацию заявляемого способа рассмотрим на примере представленных ниже заявляемых устройств.The specific implementation of the proposed method, we consider the example of the following claimed devices.
Первый вариант устройства (фиг.1) для определения шарнирного момента рулевых органов модели летательного аппарата при испытании в аэродинамической трубе состоит из датчика момента 1, размещенного непосредственно в модели ЛА, и блока управления 2, с которого дистанционно осуществляется управление угловым положением рулевых органов 3 модели ЛА. Датчик момента 1 включает электродвигатель 4 с датчиком 5 угловой координаты γ его вала, торсион 6 и датчик 7 угловой координаты 5 оси рулевых органов 3. Датчик 5 угловой координаты у вала электродвигателя, торсион 6 и датчик 7 угловой координаты 5 оси рулевых органов 3 составляют, упругий элемент которого выполнен в виде торсиона 6, а преобразователь его деформаций в электрический сигнал - в виде датчиков 5 и 6. В блок управления 2 входят задатчик 8 угла поворота рулевых органов 3, первый 9 и второй 10 сумматоры, усилитель 11, преобразователь 12 и устройство индикации 13.The first version of the device (figure 1) for determining the hinge moment of the steering organs of the aircraft model when tested in a wind tunnel consists of a torque sensor 1 located directly in the aircraft model, and a
Во втором варианте устройства (фиг.2) используется шаговый электродвигатель 4, что исключает необходимость в датчике 5 угловой координаты его вала. Функцию датчика 5 выполняет счетчик импульсов 14, так как количество импульсов, умноженное на шаг электродвигателя 4, определяет угол поворота его выходного вала. Поэтому в датчик деформаций второго варианта устройства входят упругий элемент - торсион 6 и преобразователь его деформаций в электрический сигнал в виде датчика 7 угловой координаты δ оси рулевых органов 3.In the second embodiment of the device (figure 2), a stepper motor 4 is used, which eliminates the need for a sensor 5 of the angular coordinate of its shaft. The function of the sensor 5 performs the pulse counter 14, since the number of pulses multiplied by the step of the electric motor 4 determines the angle of rotation of its output shaft. Therefore, the strain gauge of the second variant of the device includes an elastic element -
Первый вариант устройства (фиг.1) работает следующим образом.The first embodiment of the device (figure 1) works as follows.
При проведении исследований аэродинамических характеристик модели ЛА в аэродинамической трубе датчик момента 1 размещается непосредственно в модели, которая устанавливается на державке аэродинамических весов. Блок управления 2 устройством соединяется с датчиком момента 1 проводной связью и обычно размещается вместе с аппаратурой управления аэродинамической трубой.When conducting studies of the aerodynamic characteristics of the aircraft model in a wind tunnel, the moment sensor 1 is placed directly in the model, which is installed on the holder of the aerodynamic balance. The
С задатчика 8 угла поворота рулевых органов 3 на первый вход первого сумматора 9 подается электрический сигнал Uз соответствующий заданному углу δ з установки рулевых органов 3. Этот сигнал сравнивается с сигналом Uδ , который поступает на второй вход первого сумматора 9 с датчика 7 угловой координаты оси рулевых органов 3, и разность этих сигналов Uвx=Uз-Uδ подается на вход усилителя 11, формирующего управляющий сигнал на электродвигатель 4. Под действием этого сигнала электродвигатель 4 через торсион 6 разворачивает и удерживает рулевые органы 3 в положение δ з, при этом в первом сумматоре 9 сигнал с датчика 7 угловой координаты оси рулевых органов 3 компенсирует сигнал с задатчика 8, т.е. Uвх=Uз-Uδ =0. Действующий на рулевые органы 3 в положении δ з аэродинамический шарнирный момент компенсируется развиваемым моментом электродвигателя 4, а угол упругой деформации (скручивания) торсиона 6 пропорционален величине шарнирного момента. Эквивалентная углу скручивания электрическая величина определяется как разность сигнала Uδ , поступающего с датчика 7 угловой координаты оси рулевых органов 3 на первый вход второго сумматора 10, и сигнала Uγ , поступающего с датчика 5 угловой координаты вала электродвигателя 4 на второй вход второго сумматора 10. Разность сигналов Uδ -Uγ с выхода второго сумматора 10 поступает на преобразователь 12, в котором вычисляется величина действующего на рулевые органы 3 шарнирного момента по зависимости (2), аналогичной зависимости (1)8 C setpoint
где kд - коэффициент передачи датчиков 5 и 7. Вычисленная величина шарнирного момента отображается и регистрируется на устройстве индикации 13, на вход которого поступает сигнал с преобразователя 12.where k d is the transfer coefficient of the
Управляя дистанционно угловым положением рулевых органов 3 модели ЛА и определяя величину действующего на них шарнирного момента, одновременно можно проводить измерение шести компонент на аэродинамических весах. Знание величины подъемной силы, создаваемой рулевыми органами 3, и действующего на них шарнирного момента обеспечивает получение аэродинамических характеристик в виде зависимостей коэффициента подъемной силы рулей и координаты ее приложения (центра давления) относительно, например, передней кромки рулевого органа, от углов атаки, скольжения и крена модели ЛА, а также угла отклонения рулевых органов и скорости набегающего воздушного потока.By remotely controlling the angular position of the steering organs of the 3 aircraft models and determining the magnitude of the hinge moment acting on them, it is possible to simultaneously measure six components on an aerodynamic balance. Knowing the magnitude of the lifting force created by the
В отличие от первого варианта устройства, в котором все электрические сигналы представлены в аналоговом виде, во втором варианте устройства (фиг.2) использованы функциональные элементы, связанные между собой цифровыми (импульсными) сигналами.Unlike the first embodiment of the device, in which all the electrical signals are presented in analog form, in the second embodiment of the device (Fig. 2), functional elements are used that are interconnected by digital (pulse) signals.
Шаговый электродвигатель 4 поворачивает свой выходной вал на один шаг (фиксированный угол) при подаче одного электрического импульса. Поэтому задатчиком 8 угла поворота рулевых органов 3 в первый сумматор 9 вводится определенное количество импульсов Nз, которое соответствует заданному углу отклонения δ з рулевых органов 3. Этот сигнал в сумматоре 9 сравнивается с количеством импульсов Nδ , поступающим в первый сумматор 9 с датчика 7 угловой координаты рулевых органов 3, а результирующий сигнал на выходе сумматора 9 в виде количества импульсов Nвx=Nδ -Nз поступает на вход усилителя 11, который формирует соответствующий сигнал на шаговый электродвигатель 4 и счетчик импульсов 14. Электродвигатель отрабатывает равное Nвх количество шагов, а на выходе счетчика появляется сигнал в виде количества импульсов Nγ , пропорционального величине угла поворота γ вала шагового электродвигателя 4. Во втором сумматоре величина Nγ суммируется с величиной Nδ , так что в преобразователь 12 с выхода второго сумматора 9 поступает разница Nδ -Nγ , пропорциональная углу скручивания торсиона 6. В преобразователе 12 по этой величин в соответствии с зависимостью (3), аналогичной зависимостям (1) и (2), определяется величина действующего на рулевые органы шарнирного моментаThe step motor 4 rotates its output shaft by one step (fixed angle) when a single electrical impulse is applied. Therefore, the
где kδ - коэффициент передачи датчика 7, а kγ - угловой шаг вала шагового электродвигателя 4.where kδ is the gear coefficient of the
Таким образом, заявляемые способ и реализующие его устройства обеспечивают измерение шарнирного момента рулевых органов модели ЛА одновременно с измерениями аэродинамических сил и моментов модели на аэродинамических весах при дистанционном управлении угловым положением рулевых органов.Thus, the claimed method and the devices realizing it provide a measurement of the hinge moment of the steering organs of the aircraft model simultaneously with measurements of the aerodynamic forces and moments of the model on an aerodynamic balance with remote control of the angular position of the steering organs.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИSOURCES OF INFORMATION
1. Н.Я.Фабрикант. Аэродинамика. М.: Наука, 1964, с.223.1. N.Ya. Factory. Aerodynamics. M .: Nauka, 1964, p. 233.
2. Там же, с.223-232.2. Ibid., P.223-232.
3. Д.И.Агейкин, Е.Н.Костина, Н.Н.Кузнецова. Датчики контроля и регулирования. М.: Машиностроение, 1965, с.334.3. D.I. Ageikin, E.N. Kostina, N.N. Kuznetsova. Sensors of control and regulation. M.: Mechanical Engineering, 1965, p.334.
4. Н.Я.Фабрикант. Аэродинамика. М.: Наука, 1964, с.233-234, рис.3.82.4. N.Ya. Factory. Aerodynamics. M .: Nauka, 1964, p. 233-234, Fig. 3.82.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003130488/28A RU2243526C1 (en) | 2003-10-15 | 2003-10-15 | Method and device for measuring hinge moment of control surfaces of flying vehicle model during testing inside aerodynamic tunnel |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003130488/28A RU2243526C1 (en) | 2003-10-15 | 2003-10-15 | Method and device for measuring hinge moment of control surfaces of flying vehicle model during testing inside aerodynamic tunnel |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2243526C1 true RU2243526C1 (en) | 2004-12-27 |
Family
ID=34388607
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003130488/28A RU2243526C1 (en) | 2003-10-15 | 2003-10-15 | Method and device for measuring hinge moment of control surfaces of flying vehicle model during testing inside aerodynamic tunnel |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2243526C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2681823C1 (en) * | 2018-06-26 | 2019-03-12 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of forming a control signal of a steering drive of an uncleaned aircraft and a device for its implementation |
| RU2731425C1 (en) * | 2019-04-29 | 2020-09-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Control method of aircraft aerodynamic model steering surfaces |
| CN114001906A (en) * | 2021-11-02 | 2022-02-01 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | Automatic rudder deflection angle changing device for hypersonic wind tunnel hinge moment measurement test and use method thereof |
-
2003
- 2003-10-15 RU RU2003130488/28A patent/RU2243526C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| АГЕЙКИН Д.И. и др. Датчики контроля и регулирования. - М.: Машиностроение, 1965, с.334. ФАБРИКАНТ Н.Я. Аэродинамика. - М.: Наука, 1964, с.233 и 234, рис.3.82. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2681823C1 (en) * | 2018-06-26 | 2019-03-12 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of forming a control signal of a steering drive of an uncleaned aircraft and a device for its implementation |
| RU2731425C1 (en) * | 2019-04-29 | 2020-09-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Control method of aircraft aerodynamic model steering surfaces |
| CN114001906A (en) * | 2021-11-02 | 2022-02-01 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | Automatic rudder deflection angle changing device for hypersonic wind tunnel hinge moment measurement test and use method thereof |
| CN114001906B (en) * | 2021-11-02 | 2023-03-31 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | Automatic rudder deflection angle changing device for hypersonic wind tunnel hinge moment measurement test and using method thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107545127B (en) | Industrial robot joint stiffness modeling method considering contact | |
| CN108254118B (en) | Device and method for measuring thrust and torque of electric direct-drive propeller for ship | |
| Aitken et al. | An on-water analysis system for quantifying stroke force characteristics during kayak events | |
| JPH05501765A (en) | Method and apparatus for measuring loads acting on a valve stem of a motorized valve assembly | |
| CN103558079A (en) | Multi-degree-of-freedom loading method based on parallel mechanism driving force closed loop | |
| CN109795716B (en) | Universal small steering engine frequency sweep test equipment and method | |
| US12038341B2 (en) | Method for adjusting a piezoelectric torque sensor | |
| GB2425587A (en) | Force-sensing adjustment / stabilization device | |
| CN108896305A (en) | Aluminum enclosure bearing block Thermal-mechanical Coupling strain measurement system and measurement method | |
| US4450728A (en) | Vehicle force measurement system | |
| JP4655677B2 (en) | Power transmission system test apparatus and control method thereof | |
| GB2189615A (en) | Improvements in dynamometers | |
| KR101651055B1 (en) | Dynamic calibration device configuration and application for performance verification of the dynamometer | |
| RU2243526C1 (en) | Method and device for measuring hinge moment of control surfaces of flying vehicle model during testing inside aerodynamic tunnel | |
| RU2312316C1 (en) | Method and device for measuring thrust of electric jet engines | |
| US4846006A (en) | Method and apparatus for testing linear motion devices | |
| US5533380A (en) | Automatic force balance calibration system | |
| RU2681251C1 (en) | Hinge moment of the rejected surface measurement device | |
| US2785569A (en) | Wind tunnel force and moment measuring device | |
| CN213274879U (en) | Software manipulator testing arrangement | |
| CN109612608B (en) | Installation method of strain bridge for rotating shaft and underwater impeller excitation force measuring platform | |
| KR100684953B1 (en) | Mass measuring system and method thereof | |
| RU2249173C1 (en) | Method to test a developed torque of an electro-pneumatic steering gear of guided missiles and projectiles | |
| RU2270793C2 (en) | Stand for simulating action of solar battery on spacecraft | |
| US4947697A (en) | System for measuring force versus position of a flight controller in an aircraft or flight simulator |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20081016 |