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公开(公告)号：CN108120581A
公开(公告)日：2018-06-05
申请号：CN201711307469.X
申请日：2017-12-11
申请人： 中国航天空气动力技术研究院 , 上海机电工程研究所
IPC分类号： G01M9/00
CPC分类号： G01M9/00
摘要： 一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。该装置包括：高速风洞；支撑机构，支撑机构用于将导弹支撑于高速风洞内，且能够驱动导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，动导数天平设置于导弹的内部，用于测量导弹的力矩信号；位移元件，位移元件设置于支撑机构上，用于测量导弹的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，计算俯仰动导数。在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动导弹做强迫俯仰振动，能够精确简便地计算在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数。
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公开(公告)号：CN108120581B
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN201711307469.X
申请日：2017-12-11
申请人： 中国航天空气动力技术研究院 , 上海机电工程研究所
IPC分类号： G01M9/00
摘要： 一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。该装置包括：高速风洞；支撑机构，支撑机构用于将导弹支撑于高速风洞内，且能够驱动导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，动导数天平设置于导弹的内部，用于测量导弹的力矩信号；位移元件，位移元件设置于支撑机构上，用于测量导弹的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，计算俯仰动导数。在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动导弹做强迫俯仰振动，能够精确简便地计算在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数。
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公开(公告)号：CN118758548A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410848942.9
申请日：2024-06-27
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明公开了一种基于并联机构的连续网格测力试验方法，包括：风洞启动后，待流场稳定，六自由度并联机构驱动装置执行第一个指令，外挂物模型运动至第一个网格点位置；驱动装置执行下一个指令，外挂物模型运动至下一个网格点位置；同步采集驱动装置运动期间驱动装置的位置数据和风洞天平校心处的气动数据；将位置数据换为外挂物模型质心处的位姿数据，将气动数据转换为外挂物模型质心处的气动力和气动力矩数据；将外挂物模型质心处的位姿数据与气动力和气动力矩数据进行匹配，得到位移和姿态角网格点及网格路径线上的气动数据。本发明方法既可以获得更为丰富的网格数据，又可以提高试验效率，为实现飞行器模型的高精度气动建模奠定基础。
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公开(公告)号：CN113532786B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202110649584.5
申请日：2021-06-10
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明涉及一种用于暂冲式风洞的第二喉道控制系统和方法。该系统包含执行模块和控制模块两大部分。执行模块包含伺服电机及其配套驱动器、拉绳传感器用于栅指位置反馈、行程开关用于栅指安全连锁；控制模块采用分布式架构，包含上位机程序和下位机程序两大部分：上位机程序负责指令下发、状态监测和试验数据存储；下位机程序负责马赫数控制、数据采集和安全连锁。该系统基于栅指实现，可提升风洞流场马赫数控制精度。本发明方法中，马赫数控制律形式为前馈控制和变参数PID控制相结合，可有效减小马赫数控制迟滞和控制超调，相对于现存的栅指控制方案，该控制方案架构明晰可靠，马赫数控制线性度和精度更高。
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公开(公告)号：CN117514972A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311603965.5
申请日：2023-11-28
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 一种风洞试验快排高速气缸，包括上缸盖、上缸体、储气腔、型面块、销钉、活塞杆、下缸体、下堵块以及快排机构等。上缸盖与上缸体通过螺钉固定，上缸体内部设有储气腔，储气腔下部设有型面块，型面块内部设有通路。上缸体与下缸体通过销钉连接。下缸体内部设有活塞杆，下缸体底部设有快排机构。工作时，中压气从上缸体进入，经过通路进入下缸体，推动活塞杆向下运动，活塞杆腔内的气压经过快排机构迅速排出缸外，提高活塞的运动速度。本发明通过一系列巧妙的设计使得活塞杆在运动过程中实现较大的加速度，可以在较短的行程下运行到很高的速度，并且具有多次运行重复性高和速度可控的优点。
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公开(公告)号：CN116481754A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310187290.4
申请日：2023-03-02
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明涉及一种风洞试验气磁耦合投放装置，主要包括快速接头、气缸、弹射架、光纤传感器、电磁锁紧结构、电磁补偿结构、永磁铁、投放物。活塞位于气缸内部，可在气缸内部进行上下滑动。活塞杆底部与弹射架相连，弹射架底部设有电磁锁紧结构、电磁补偿结构，永磁铁位于电磁补偿结构下方，固定在投放物中。本发明采用电磁力对投放物进行锁紧与释放，利用气缸作为投放的主要动力源，在投放过程中引入光纤传感器，对投放参数进行监控，同时利用电磁场对投放物速度进行补偿，形成气磁耦合的弹射反馈回路，提升投放物投放过程初始投放参数的准确性。
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公开(公告)号：CN116337392A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310187293.8
申请日：2023-03-02
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明涉及一种风洞试验气磁耦合投放试验系统及方法，包括步骤：气缸出气口通气，弹射架收回；电磁锁紧结构通电，将弹体装入弹射架，进行锁紧；启动风洞，流场稳定后进气槽通气，活塞杆及弹射架向下运动；电磁锁紧结构断电；光纤传感器测量弹射架速度值；将速度值输入到电磁耦合补偿数学模型中计算补偿电流，并设定补偿电流；电磁补偿结构通电，与弹体上永磁铁相互作用，补偿弹体投放速度；当投放速度满足要求时，电磁补偿结构断电，高速相机启动，拍摄弹体轨迹，试验结束。本发明采用电磁力对投放物进行锁紧，采用气磁耦合的方式对弹体进行投放，形成投放过程的闭环反馈，实现投放试验初始参数的高精度模拟。
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公开(公告)号：CN115826411A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211559640.7
申请日：2022-12-06
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本说明书实施例提供了一种风洞捕获轨迹试验并联机构电机控制方案确定方法，该方法包括建立风洞捕获轨迹试验并联机构坐标系，根据动平台机械结构尺寸，确定各动胡克铰中心点在动平台坐标系下和静平台坐标系下的坐标，确定外挂物静平台坐标系下的目标位姿，通过空间两点距离计算确定静胡克铰中心点的位移，通过比例运算求电机位移；根据外挂物所需位移速度和欧拉角速度，求解各电机运行速度；通过拉格朗日算法计算各电机输出力；根据获得的各电机位移、运行速度和输出力，决策控制CTS并联机构方案，实现控制外挂物模型在风洞中的运动。本发明不仅有效解决了并联机构的多解问题，提高了方法的确定度，而且显著提高了计算速度。
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公开(公告)号：CN112649171B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202011496762.7
申请日：2020-12-17
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获系统，采用双转轴支撑机构作为载机的支撑系统，采用并联多自由度机构作为载弹的支撑系统，对载机模型和载弹模型进行三自由度姿态模拟，实现机弹分离过程中，弹与载机的位置及姿态的同时模拟，主要包括风洞试验段、半臂攻角机构、双转轴机构、并联多自由度载弹支撑机构、载机测量天平、载机模型、载弹测量天平、载弹模型。
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公开(公告)号：CN115126823A
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202210617750.8
申请日：2022-06-01
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明公开了一种基于力矩单元的单向配重装置，包括：扭力扳手、卡箍、卡箍座、轮座、扭力输出轮、轴承和轮轴；其中，所述卡箍座与所述轮座的中部相连接；所述扭力扳手的中部通过所述卡箍与所述卡箍座相连接；所述扭力输出轮套设于所述轮轴的外表面；所述轮轴的两端均通过轴承与所述轮座的U型结构端连接；所述扭力扳手的输出端与所述轮轴的一端相连接。本发明能够平衡重物的重力，防止重物滑落。
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