RU2660225C1 - Способ управления положением модели в аэродинамической трубе - Google Patents

Способ управления положением модели в аэродинамической трубе Download PDF

Info

Publication number
RU2660225C1
RU2660225C1 RU2017135387A RU2017135387A RU2660225C1 RU 2660225 C1 RU2660225 C1 RU 2660225C1 RU 2017135387 A RU2017135387 A RU 2017135387A RU 2017135387 A RU2017135387 A RU 2017135387A RU 2660225 C1 RU2660225 C1 RU 2660225C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
model
control
attack
angle
holder
Prior art date
Application number
RU2017135387A
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Сергеевич Пономарев
Ольга Васильевна Шевченко
Евгения Олеговна Мулина
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority to RU2017135387A priority Critical patent/RU2660225C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2660225C1 publication Critical patent/RU2660225C1/ru

Links

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

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности, к автоматическим системам управления положением модели в аэродинамических трубах. Модель размещают таким образом, что ее ось вращения находится на равном расстоянии от узлов крепления державки, положение узлов крепления державки изменяют автоматически по трем параметрам управления: углу атаки, вертикальному и горизонтальному перемещениям в соответствии с заданной программой, вырабатывающей на каждом такте управления сигнал управления силовыми механизмами - линейными приводами. Рассчитывают длины штоков линейных приводов на текущем такте управления и по приращению параметров управления определяют скорость приращения длин линейных приводов. Управление линейными приводами ведут по скорости, а контроль управления осуществляют по длине приводов. Техническим результатом является управление положением модели в аэродинамической трубе, которое позволяет изменять угол атаки модели на заданную величину с заданной скоростью и возвращать модель в горизонтальное положение при отказе привода. 1 з.п. ф-лы, 12 ил.

Description

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности, к автоматическим системам управления положением модели в аэродинамических трубах.
Проведение аэродинамических испытаний моделей летательных аппаратов (ЛА) в аэродинамических трубах (АДТ) предполагает изменение положения модели в рабочей части (РЧ) АДТ относительно воздушного потока, в том числе и по углу атаки α. Кроме того, в АДТ с большими размерами РЧ необходимы горизонтальные (по оси X) и вертикальные (по оси У) перемещения державки модели, возвращение модели в горизонтальное положение при аварии приводного механизма для штатного останова сверхзвуковой АДТ.
Известно устройство, осуществляющее способ изменения положения модели ЛА с помощью продольного перемещения каретки посредством привода через двуплечий рычаг, подвешенный на неподвижных опорах, который поворачивается и, взаимодействуя со стойкой и тягой, перемещает державку в радиальном направлении, одновременно поворачивая ее по углу атаки (Авторское свидетельство СССР №811983, МПК G01M 9/08 // G01M 9/04, 1979).
Этот способ управления имеет недостатки, влияющие на качество подготовки и проведения эксперимента. Так, в сверхзвуковой АДТ перед началом и окончанием эксперимента требуется вернуть модель ЛА в строго горизонтальное положение, чтобы ударная волна не разрушила ее при запуске или остановке трубы. В случае отказа хотя бы одного элемента привода во время эксперимента выполнить это требование не удастся, что может привести к разрушению модели. Кроме того, способ не допускает перемещений державки в горизонтальной и вертикальной плоскостях.
Известно устройство, осуществляющее способ изменения угла атаки модели в аэродинамической трубе, использующий приводное устройство по принципу рычага (Авторское свидетельство СССР №1543969, МПК G01M 9/00, 1987). Способ изменения положения модели ЛА осуществляют посредством привода через основной параллелограммный механизм, связанный через стойку с шарнирным многозвенником, содержащим тягу, который с помощью двуплечего рычага шарнирного узла через ось осуществляет поворот модели.
Недостатком этого способа, как и предыдущего, является невозможность возврата модели в исходное горизонтальное положение при отказе привода. Также способ не допускает перемещений державки в горизонтальной и вертикальной плоскостях.
Задачей и техническим результатом изобретения является разработка способа управления положением модели ЛА в аэродинамической, позволяющего изменять угол атаки модели в процессе эксперимента на заданную величину с заданной скоростью, возвращать модель в горизонтальное положение при отказе привода в процессе эксперимента и перемещать ее в горизонтальной и вертикальной плоскостях с заданной точностью.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе управления механизмом изменения положения модели летательного аппарата в аэродинамической трубе, включающем размещение модели между двумя узлами крепления державки к силовым механизмам управления положением державки, причем в исходном положении модель размещают таким образом, что ее ось вращения находится на равном расстоянии от узлов крепления державки, положение узлов крепления державки изменяют автоматически по трем параметрам управления: углу атаки, вертикальному и горизонтальному перемещениям в соответствии с заданной программой, вырабатывающей на каждом такте управления сигнал управления силовыми механизмами - линейными приводами, рассчитывают длины штоков линейных приводов на текущем такте управления и приращение параметров управления. Кроме того, определяют скорость приращения длин линейных приводов, управление линейными приводами ведут по скорости, а контроль управления осуществляют по длине приводов.
Вводят постоянную измерительную декартовую систему координат (ИСК) ХОУ, где вертикальная ось OY проходит через точку С, а ось ОХ, ортогональная оси ОУ, лежит в вертикальной плоскости и проходит через середину ED при t=0 (в начальный момент времени), когда модель находится в горизонтальном положении. Также вводят связанную СК (ССК) X'O'Y', где точка О' находится в центре масс модели, ось О'Х' направлена вдоль главной продольной оси инерции модели ЛА, О'Y' - расположена в вертикальной плоскости симметрии и ортогональна О'Х'. Угол атаки α - угол между обращенным вектором скорости (или осью ОХ) и осью О'Х'; угол α0 - исходный угол атаки (угол между осью ОХ ИСК и осью О'Х'0 ССК при t=0.
На фиг. 1 представлена принципиальная схема управления.
На фиг. 2 представлена кинематическая схема управления углом атаки α ЛА с использованием в качестве приводных механизмов трех линейных приводов (электроцилиндров).
На фиг. 3 представлена кинематическая схема управления углом атаки α модели ЛА.
На фиг. 4 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки α модели ЛА.
На фиг. 5 представлена кинематическая схема управления положением модели ЛА в вертикальной плоскости.
На фиг. 6 приведен график зависимости длин штоков от вертикального смещения державки.
На фиг. 7 представлена кинематическая схема управления положением модели ЛА в горизонтальной плоскости.
На фиг. 8 приведен график зависимости длин штоков от горизонтального смещения державки.
На фиг. 9 представлена кинематическая схема управления углом атаки модели ЛА одним нижним приводом L2.
На фиг. 10 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки модели ЛА одним нижним приводом L2.
На фиг. 11 представлена кинематическая схема управления углом атаки модели ЛА приводами L1, L3.
На фиг. 12 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки модели ЛА приводами L1, L3.
На фиг. 1 представлена принципиальная схема управления. Оператор с пульта управления задает на контроллер параметр управления (угол атаки ЛА, перемещение в горизонтальной или вертикальной плоскости) и его конечное значение. На каждом шаге управления контроллер рассчитывает задание на изменение координат приводных узлов и длины штоков электроцилиндров. С контроллера управляющий сигнал на выдвижение, реверс или останов штоков электроцилиндров поступает в шкафы управления электроцилиндрами ШУ1, ШУ2, ШУ3, из шкафов управления сигнал поступает на электроцилиндры Пр1, Пр2, Пр3, и соответствующие штоки изменяют свою длину до заданного значения, происходит поворот или смещение державки с моделью ЛА. Обратная связь осуществляют через датчики положения Д3, Д4, Д5, которые измеряют длины штоков с высокой точностью. В шкафы управления и, далее, в контроллер поступает информация о текущих длинах штоков. Контроллер контролирует выполнение задания. Если на такте управления какой-либо привод не выполняет задание, то ситуация считается аварийной, и контроллер меняет режим работы системы на аварийный (останов неисправного привода и возвращение модели в горизонтальное положение двумя рабочими приводами). При достижении заданного положения державки и (или) модели ЛА по показаниям датчиков Д3, Д4, Д5 и положения державки Д1 α0 и (или) положения модели Д2 α задание считается выполненным, и контроллер дает команду на останов приводных механизмов.
На фиг. 2 представлена кинематическая схема управления механизмом изменения угла атаки α модели, использующим в качестве приводных механизмов три электроцилиндра АЕ, СЕ и BD с длинами штоков L1, L3 и L2, соответственно, приводящие в движение любое поворотное устройство, где EO=OD. Модель с осью вращения в точке О закреплена на державке навстречу потоку V∞ на равном расстоянии от узлов крепления к электроцилиндрам. Точками крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству являются точки Е и D («приводные узлы»). Точками крепления электроцилиндров к потолку рабочей части АДТ являются точки А и С. Точкой крепления электроцилиндра к полу рабочей части АДТ является точка B. Координаты точек крепления приводных механизмов определяют в ИСК ХОУ, направление воздушного потока показано стрелками V∞. Координаты точек А(хА,уА), В(xB,yB), С(xC,yC) определены конструкцией.
На фиг. 3 представлена кинематическая схема управления углом атаки α модели ЛА. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е' и D', длины штоков -
Figure 00000001
. Конечное положение системы представлено в виде сплошных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D, длины штоков - L1, L2, L3. Направление воздушного потока показано стрелками V∞. При повороте механизма изменения положения модели ЛА точки крепления (приводные узлы) движутся по окружности радиуса R с центром в точке О.
Управление ведут по заданному на данный такт управления углу атаки α от начального до конечного значения:
рассчитывают заданное значение длин штоков электроцилиндров на n-ом такте управления:
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
где хЕ, уЕ, xD, yD - координаты приводных узлов Е и D, заданные на n-ном такте управления:
xE[n]=-R⋅sinα[n]; yE[n]=R⋅cosα[n];
xD[n]=R⋅sinα[n]; yD[n]=-R⋅cosα[n];
координаты точек крепления электроцилиндров к элементам рабочей части АДТ хА, уА, xB, yB, xC, yC заданы конструкцией.
координаты приводных точек определяют приращением угла атаки на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания
Δα[n]=ωз⋅Δt,
где
Δα[n] - приращение угла атаки на n-ном такте управления;
ωз - заданная угловая скорость изменения угла атаки;
Δt - временной интервал выдачи команд управления;
определяют заданный угол атаки на n-ном такте управления
Figure 00000005
где α0 - исходный угол атаки.
Управление ведут синхронно для всех приводных механизмов. В случае рассогласования текущих длин штоков электроцилиндров задание на следующий такт управления не меняют.
На фиг. 4 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки α модели летательного аппарата. Оси абсцисс соответствуют значения угла атаки α[°], оси ординат - длины штоков L[мм]. L1 - длина штока АЕ, L2 - длина штока BD, L3 - длина штока СЕ (фиг. 3). На графике видно, что при повороте системы относительно α=0 в положительном направлении (против часовой стрелки) L1 и L3 возрастают, L2 - убывает; если поворот осуществляют в отрицательном направлении (по часовой стрелке), то L1 убывает, L2 и L3 - возрастают.
На фиг. 5 представлена кинематическая схема управления положением модели ЛА в вертикальной плоскости. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е' и D', длины штоков -
Figure 00000001
. Конечное положение системы представлено в виде сплошных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены, как Е и D, длины штоков - L1, L2, L3. Направление воздушного потока показано стрелками V∞. Вертикальное смещение Δу.
Управление ведут по заданным на данный такт управления координатам вертикального положения от начального до конечного значения:
рассчитывают заданное значение длин штоков электроцилиндров на n-ом такте управления:
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
где хЕ, уЕ, xD, yD - координаты приводных узлов Е и D, заданные на n-ном такте управления:
хЕ[n]=0; yE[n]=R+Δy;
xD[n]=0; yD[n]=-R+Δy;
координаты точек крепления электроцилиндров к элементам рабочей части АДТ хА, уА, xB, yB, xC, yC заданы конструкцией.
Координаты приводных точек определяют приращением координаты по оси ОУ на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания:
Δy[n]=Vз⋅Δt,
где
Δу[n] _ приращение по вертикальному перемещению на n-ном такте управления, относительно центра О ИСК (при смещении конструкции вверх Δу>0, при смещении конструкции вниз Δу<0);
Vз - заданная скорость изменения высоты державки (при смещении конструкции вверх Vз>0, при смещении конструкции вниз Vз≤0);
Δt - временной интервал выдачи команд управления.
определяют заданную высоту державки на n-ном такте управления
Figure 00000009
где у0 - исходное положение точек E и D относительно центра О ИСК;
Управление ведут синхронно для всех приводных механизмов. В случае рассогласования текущих длин штоков электроцилиндров задание на следующий такт управления не меняют.
На фиг. 6 приведен график зависимости длин штоков от вертикального смещения державки. Оси абсцисс соответствуют значения смещения в вертикальной плоскости Δу [мм], оси ординат - длины штоков L[мм]. L1 - длина штока АЕ, L2 - длина штока BD, L3 - длина штока СЕ (фиг. 5). На графике видно, что при смещении системы относительно у=0 в положительном направлении (вверх) L1 и L3 убывают, L2 - возрастает; если смещение осуществляют в отрицательном направлении (вниз), то L1 и L3 возрастают, L2 - убывает.
На фиг. 7 представлена кинематическая схема управления положением модели ЛА в горизонтальной плоскости. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е' и D', длины штоков -
Figure 00000001
. Конечное положение системы представлено в виде сплошных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D, длины штоков - L1, L2, L3. Направление воздушного потока показано стрелками V∞. Горизонтальное смещение Δх.
Управление ведут по заданному на данный такт управления горизонтальному расположению державки от начального до конечного значения:
рассчитывают заданное значение длин штоков электроцилиндров на n-ом такте управления:
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
где хЕ, уЕ, xD, yD - координаты заданных на n-ном такте управления точек крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству Е и D:
хЕ[n]=0+Δх; yE[n]=R;
xD[n]=0+Δx; yD[n]=-R;
координаты приводных точек крепления электроцилиндров к элементам рабочей части АДТ xA, yA, xB, yB, xC, yC заданы конструкцией.
Координаты приводных точек определяют приращением по расстоянию на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания:
Δx[n]=Vз⋅Δt,
где
Δx[n] - приращение по горизонтальному перемещению на n-ном такте управления, относительно центра О ИСК (при смещении конструкции в положительном направлении оси ОХ: Δх>0, в отрицательном: Δx<0);
Vз - заданная скорость изменения расстояния державки (при смещении конструкции в положительном направлении оси ОХ: Vз>0, в отрицательном: Vз<0);
Δt - временной интервал выдачи команд управления.
определяют заданное смещение державки в горизонтальном направлении на n-ном такте управления
Figure 00000013
где x0 - исходное положение точек E и D относительно центра О ИСК.
Управление ведут синхронно для всех приводных механизмов. В случае рассогласования текущих длин штоков электроцилиндров задание на следующий такт управления не меняют.
На фиг. 8 приведен график зависимости длин штоков от горизонтального смещения державки. Оси абсцисс соответствуют значения смещения в горизонтальной плоскости Δx [мм], оси ординат - длины штоков L[мм]. L1 - длина штока АЕ (фиг. 7), L2 - длина штока BD (фиг. 6), L3 - длина штока СЕ (фиг. 7). На графике видно, что при смещении системы относительно х=0 в положительном направлении (вправо) L1 и L2 совпадают и убывают, L3 - возрастает; при смещении в отрицательном направлении (влево) L1 и L2 совпадают и возрастают, L3 - возрастает.
На фиг. 9 представлена кинематическая схема управления углом атаки модели ЛА одним нижним приводом L2. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D', длины штоков -
Figure 00000014
. Конечное положение системы представлено в виде основных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D, длины штоков - L1, L2, L3. Направление воздушного потока показано стрелками V∞. В конечный момент времени соответствующие оси ИСК и ССК должны совпасть. При повороте механизма изменения положения модели ЛА нижняя точка движется по окружности радиуса 2R с центром в точке Е, а центр масс - по окружности радиуса R с центром в точке Е.
В аварийной ситуации, при отказе одного из верхних приводов, управление ведут по заданному на данный такт управления углу атаки α от начального до нулевого значения с помощью нижнего привода.
Рассчитывают заданное значение длины штока нижнего электроцилиндра на n-ом такте управления:
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000017
где xD, yD - координаты заданной на n-ном такте управления точки крепления штока электроцилиндра к поворотному устройству Е и D:
xD[n]=-2R⋅sinα[n]; yD[n]=R(1-2⋅cosα[n]),
координаты приводных точек крепления электроцилиндров к элементам рабочей части АДТ хА, уА, xB, yB, xC, yC заданы конструкцией.
координаты определяют приращением угла атаки на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания:
Δα[n]=ωз⋅Δt,
где
Δα[n] - приращение угла атаки на n-ном такте управления;
ωз - заданная угловая скорость изменения угла атаки;
Δt - временной интервал выдачи команд управления.
определяют заданный угол атаки на n-ном такте управления
Figure 00000018
где α0 - исходный угол атаки;
Управление ведут нижним приводным механизмом. Движение первого и третьего верхних приводов останавливают.
На фиг. 10 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки модели ЛА одним нижним приводом L2.. Оси абсцисс соответствуют значения угла атаки α[°], оси ординат - длины штоков L[мм]. L1 - длина штока АЕ, L2 - длина штока BD, L3 - длина штока СЕ (фиг. 9). На графике видно, что при повороте системы относительно неподвижной точки Е в положение α=0 в положительном направлении (против часовой стрелки) L1 и L3 - const, L2 - убывает; если поворот осуществляют в отрицательном направлении (по часовой стрелке), то L1 и L3 - const, L2 - возрастает.
На фиг. 11 представлена кинематическая схема управления углом атаки модели ЛА приводами L1, L3. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е' и D, длины штоков -
Figure 00000019
. Конечное положение системы представлено в виде основных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D, длины штоков - L1, L2, L3. Направление воздушного потока показано стрелками V∞. При повороте механизма изменения положения модели ЛА точка Е' движется по окружности радиуса 2R с центром в точке D, а центр масс - по окружности радиуса R с центром в точке D.
В аварийной ситуации, при отказе нижнего привода L2, управление ведут по заданному на данный такт управления углу атаки α, от начального до значения равного нулю с помощью верхних приводов.
Рассчитывают заданные значения длин штоков верхних электроцилиндров на n-ом такте управления, т.е
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
где хЕ, уЕ - координаты заданной на n-ном такте управления точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству Е и D:
xE[n]=2⋅R⋅sinα[n]; уЕ[n]=R⋅(2⋅cosα[n]-1),
координаты точек крепления электроцилиндров к элементам рабочей части АДТ хА, уА, xB, yB, xC, yC заданы конструкцией.
Координаты определяют приращением угла атаки на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания:
Δα[n]=ωз⋅Δt,
где
Δα[n] - приращение угла атаки на n-ном такте управления;
ωз - заданная угловая скорость изменения угла атаки;
Δt - временной интервал выдачи команд управления.
определяют заданный угол атаки на n-ном такте управления
Figure 00000023
где α0 - исходный угол атаки;
Управление ведут верхними приводными механизмами.
На фиг. 12 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки модели ЛА приводами L1, L3. Оси абсцисс соответствуют значения угла атаки α[°], оси ординат - длины штоков L[мм]. L1 - длина штока АЕ, L2 - длина штока BD, L3 - длина штока СЕ (фиг. 11). На графике видно, что при повороте системы относительно неподвижной точки Е в положение α=0 в положительном направлении (против часовой стрелки) L2 - const, L1 - убывает, L3 - возрастает; если поворот осуществляют в отрицательном направлении (по часовой стрелке), то L2 - const, L1 и L3 - возрастают.
Таким образом, способ управления механизмом изменения положения модели ЛА позволяет управлять углом атаки модели, ее положением как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскости, а также возвращением модели в исходное положение при отказе одного из приводов.
Положительные результаты использования способа подтверждены математическим моделированием.

Claims (2)

1. Способ управления положением модели летательного аппарата в аэродинамической трубе, включающий размещение модели между двумя узлами крепления державки к силовым механизмам управления положением державки, отличающийся тем, что в исходном положении модель размещают таким образом, что ее ось вращения находится на равном расстоянии от узлов крепления державки, положение узлов крепления державки изменяют автоматически по трем параметрам управления: углу атаки, вертикальному и горизонтальному перемещениям в соответствии с заданной программой, вырабатывающей на каждом такте управления сигнал управления силовыми механизмами - линейными приводами, рассчитывая длины штоков линейных приводов на текущем такте управления и приращение параметров управления.
2. Способ управления положением модели летательного аппарата в аэродинамической трубе по п. 1, отличающийся тем, что определяют скорость приращения длин линейных приводов, управление линейными приводами ведут по скорости, а контроль управления осуществляют по длине приводов.
RU2017135387A 2017-10-05 2017-10-05 Способ управления положением модели в аэродинамической трубе RU2660225C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017135387A RU2660225C1 (ru) 2017-10-05 2017-10-05 Способ управления положением модели в аэродинамической трубе

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017135387A RU2660225C1 (ru) 2017-10-05 2017-10-05 Способ управления положением модели в аэродинамической трубе

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2660225C1 true RU2660225C1 (ru) 2018-07-05

Family

ID=62815938

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017135387A RU2660225C1 (ru) 2017-10-05 2017-10-05 Способ управления положением модели в аэродинамической трубе

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2660225C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2722854C1 (ru) * 2019-10-28 2020-06-04 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Способ управления положением модели в аэродинамической трубе

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU351114A1 (ru) * Б. Г. Добровольский, В. С. Трусов , А. А. Ясное СЕСОЮЗНАЯ IMTtKTHO-ItKHi^HECHAIi; 6
SU572124A1 (ru) * 1976-01-22 1992-04-30 Предприятие П/Я 5539 Устройство дл перемещени модели в аэродинамической трубе
SU1336689A1 (ru) * 1986-01-06 1992-05-30 Предприятие П/Я Г-4903 Устройство дл изменени угловых положений модели в аэродинамической трубе
US5365782A (en) * 1992-07-30 1994-11-22 European Transonic Windtunnel Gmbh Handling room for wind-tunnel cryogenic models
RU2102714C1 (ru) * 1994-11-01 1998-01-20 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Устройство для угловых и линейных перемещений модели летательного аппарата в аэродинамической трубе

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU351114A1 (ru) * Б. Г. Добровольский, В. С. Трусов , А. А. Ясное СЕСОЮЗНАЯ IMTtKTHO-ItKHi^HECHAIi; 6
SU572124A1 (ru) * 1976-01-22 1992-04-30 Предприятие П/Я 5539 Устройство дл перемещени модели в аэродинамической трубе
SU1336689A1 (ru) * 1986-01-06 1992-05-30 Предприятие П/Я Г-4903 Устройство дл изменени угловых положений модели в аэродинамической трубе
US5365782A (en) * 1992-07-30 1994-11-22 European Transonic Windtunnel Gmbh Handling room for wind-tunnel cryogenic models
RU2102714C1 (ru) * 1994-11-01 1998-01-20 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Устройство для угловых и линейных перемещений модели летательного аппарата в аэродинамической трубе

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2722854C1 (ru) * 2019-10-28 2020-06-04 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Способ управления положением модели в аэродинамической трубе

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102012308B (zh) 模型俯仰/摇滚运动下速度/压力联合同步测量方法
CN108827264B (zh) 作业台车及其机械臂光学标靶定位装置和定位方法
CN109720609B (zh) 一种悬吊式微重力模拟装置及控制方法
CN104390612A (zh) 用于Stewart平台构型的六自由度并联机器人基准位姿标定方法
CN201242687Y (zh) 升降平台位置同步驱动控制装置
JP6673878B2 (ja) 建設機械の制御装置
RU2660225C1 (ru) Способ управления положением модели в аэродинамической трубе
RU2448895C2 (ru) Способ, устройство и компьютерная программа для регулировки работы гидравлической стрелы
CN109445274B (zh) 一种柔性空间机械臂振动控制方法及系统
CN104325460A (zh) 多关节空间机械臂微低重力模拟方法
CN106625629B (zh) 隧道多臂架、多关节作业设备的末端臂架姿态多模式自动控制装置及方法
RU2722854C1 (ru) Способ управления положением модели в аэродинамической трубе
EP3191263B1 (en) A robot controller, a robot unit and a method for controlling the operation of a robot unit
CN208898402U (zh) 一种直线运动机构
CN114800523B (zh) 机械臂轨迹修正方法、系统、计算机及可读存储介质
CN207516543U (zh) 一种光学动态靶标系统
CN110426174A (zh) 一种适用于风洞实验探头定位的三维坐标架
JP2012250304A (ja) ロボット制御方法、ロボット
WO2022160859A1 (zh) 混凝土泵车臂架控制系统、方法及混凝土泵车
CN112443328B (zh) 控制方法、装置、采掘设备和计算机可读存储介质
RU2731425C1 (ru) Способ управления рулевыми поверхностями аэродинамической модели самолета
CN114193452B (zh) 多关节布料臂架末端轨迹控制方法、系统及存储介质
RU2661746C1 (ru) Устройство для управления положением модели в аэродинамической трубе
CN107150816B (zh) 一种变质心飞行器模拟装置
CN115305979B (zh) 用于控制工程设备臂架的方法、处理器、装置及工程设备