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公开(公告)号：CN112629815B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202011457951.3
申请日：2020-12-10
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，包括试验段、半臂攻角机构、弧形导轨、Y向驱动装置、Y向导轨、载机支杆、载机模型、三自由度并联机构、动平台、Z型支杆、载弹天平、载弹模型、Z向驱动装置、Z向导轨、横向座板，利用混联机构将分离模型支撑在风洞试验段指定位置，通过调节直线驱动装置的直线运动实现分离体模型的位置和姿态变化，完成对分离体模型运动轨迹的模拟。
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公开(公告)号：CN113514222A
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202110633472.0
申请日：2021-06-07
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法，飞行器模型按照中心左右对称面分为左右两个模型，其中一个模型为测量半模型，另一个模型为映像半模型，测量天平安装于测量半模型内，天平座分别连接测量天平及映像支撑杆，映像半模型与映像支撑杆固连，天平座末端与侧支撑臂连接，侧支撑臂与侧窗固连，通过侧窗绕其自身的转动实现飞行器攻角的变化。试验中通过测量半模型的测量结果及模型的对称关系可得到飞行器全模型的气动力，实现飞行器模型无支撑干扰的气动特性测量。
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公开(公告)号：CN112629815A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011457951.3
申请日：2020-12-10
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，包括试验段、半臂攻角机构、弧形导轨、Y向驱动装置、Y向导轨、载机支杆、载机模型、三自由度并联机构、动平台、Z型支杆、载弹天平、载弹模型、Z向驱动装置、Z向导轨、横向座板，利用混联机构将分离模型支撑在风洞试验段指定位置，通过调节直线驱动装置的直线运动实现分离体模型的位置和姿态变化，完成对分离体模型运动轨迹的模拟。
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公开(公告)号：CN110207939B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910550799.4
申请日：2019-06-24
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种实时改变模型平均迎角的试验机构，包括：俯仰振荡机构、上座板、支撑横梁、直线导轨、直线导轨滑块、导轨座、直齿条、平均迎角驱动电机、齿轮、正弦发生器底座、弧形齿条和弧形导轨、弧形导轨滑块；其中，直线导轨滑块与支撑横梁的底部固定连接；直线导轨穿设于直线导轨滑块；导轨座与直线导轨相连接；导轨座的底部连接有直齿条；直齿条的一端与平均迎角驱动电机相连的齿轮啮合；正弦发生器底座的内侧壁设置有弧形导轨滑块，弧形导轨穿设于弧形导轨滑块；正弦发生器底座的外侧壁设置有弧形齿条，弧形齿条与直齿条的另一端啮合；弧形导轨与上座板相连接。本发明实现对飞行器平均迎角实时改变的俯仰振荡状态下动态气动特性的测量。
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公开(公告)号：CN112067248A
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202010734192.4
申请日：2020-07-27
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法，包括以下步骤：1一级模型和二级模型分别由三自由度运动机构和六自由度运动机构控制至初始分离位置；2测量一级模型和二级模型的气动载荷，两级运动捕获轨迹计算机解算一级模型和二级模型六自由度位姿；3将一级模型的姿态角反解为三自由度运动机构的电机位置；4将两级模型的相对位移和二级模型姿态角反解为六自由度运动机构的电机位置；5三自由度运动机构控制一级模型到指定姿态角，六自由度运动机构控制二级模型到指定位移和姿态角；6判断位置数量是否满足试验要求，若没有满足，重复1～5步骤，若满足，则保存一级模型和二级模型随时间变化的位移、姿态角和载荷数据，并结束试验。
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公开(公告)号：CN110207935B
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN201910459040.5
申请日：2019-05-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 一种快速改变模型姿态角的试验机构，包括：连接于风洞试验段壳体的连接盖板和下连接座；在连接盖板和下连接座之间固连的弯刀机构；弯刀机构侧面固连的弧形导轨；弯刀机构后面通过连接装置与试验段壳体固连的导向杆；连接盖板上固连的正弦发生器及驱动电机；连接盖板下侧连接的上摆杆；导向杆上安装的推杆；弧形导轨上连接的下摆杆；下摆杆末端连接的支杆、测量天平和模型；本发明通过电机驱动可以实现飞行器模型的大幅度的俯仰振荡，通过测试天平测量飞行器大幅度俯仰振荡状态的动态气动特性，能够满足高速风洞的试验要求，具有急回特性小、振幅调节方便、定位精度高、支撑干扰小等特点。
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公开(公告)号：CN110977903A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911097148.0
申请日：2019-11-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: B25H3/00
Abstract: 本发明涉及一种喷管存放及快速更换装置，属于试验空气动力学技术领域。该装置主要包括轮盘、喷管箱、减速器、电机、支架、销轴、夹紧机构和中轴。支架放置在地面上，中轴通过转动副连接在支架上，中轴穿过轮盘，并与轮盘固接；喷管箱通过销轴连接在轮盘上并且喷管箱可绕销轴旋转；夹紧机构放置在地面，为喷管箱提供夹紧力；电机通过减速器和中轴相连，通过中轴带动轮盘旋转，进而带动喷管箱沿中轴轴线转动。本发明创造性地将喷管箱围绕中轴周向布置，通过旋转的方式更换喷管箱，实现喷管箱的快速更换，易于实现喷管箱更换自动化，提高生产效率，同时还能节约横向空间。
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公开(公告)号：CN108519209B
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201810238194.7
申请日：2018-03-22
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 一种大型风洞喷管试验段一体化装置，涉及航天试验技术领域；包括喷管试验一体段、出口法兰段、支撑架车、螺纹销和风洞设备；其中，支撑架车水平放置在地面上；喷管试验一体段水平放置在支撑架车的上表面，且喷管试验一体段的轴向与支撑架车的长边方向相同；出口法兰段同轴固定安装在喷管试验一体段的轴向出口端；且出口法兰段与喷管试验一体段之间通过螺纹销固定连接；风洞设备分别同轴固定安装在喷管试验一体段的轴向入口端和出口法兰段的轴向外端；本发明采用模块化设计，加工制造成本低，经济性高；轮组驱动，导轨导向定位，操作简单，安全性高；精准定位的设计，减少了人工成本，拆装方便。
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公开(公告)号：CN106950028B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710115359.7
申请日：2017-03-01
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明提供了一种用于风洞试验的支撑组件，涉及风洞试验领域，本发明的支撑组件提供了一种弯尾支杆支撑结构，通过将尾支杆设计成轴线各不相同的至少三段，减小了尾支杆对试验模型的气流阻塞反向干扰，从而更加精确地对试验模型的气动数据进行测量；通过改变尾支杆各段的角度和长度，能够使相互贴近的分离试验模型与被分离试验模型的尾支杆在空间上保持较大的距离，避免在分离试验过程中发生互相干涉，影响试验结果；同时，本发明通过设计与尾支杆配套的尾支杆固定部，固定安装一定高度的测量组件，通过所述测量组件实现对风洞试验模型的模型参考重心与天平校心的距离的测量，并且整个装置测量精度能够保证在0.1mm以内。
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公开(公告)号：CN106289708B
公开(公告)日：2018-08-07
申请号：CN201610594904.0
申请日：2016-07-26
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供用于捕获轨迹风洞试验的运动机构的位姿标定方法,该方法针对捕获轨迹风洞试验中使用六杆并联运动机构,建立模型质心坐标和模型姿态角与电机码盘值之间的关系,据此得到捕获轨迹风洞试验六杆并联运动机构中的未知参数。本发明首先根据理论推导确定捕获轨迹风洞试验六杆并联运动机构的数学模型结构,然后测量计算沿导轨全程的静平台虎克铰中心坐标,拟合静平台虎克铰中心坐标与电机码盘值之间的关系,之后通过测量标定点的位姿,利用非线性最小二乘法,获取参数化模型中的未知参数,实现对捕获轨迹风洞试验六杆并联运动机构的位姿标定工作。本发明可以用于捕获轨迹风洞试验的六杆并联运动机构的位姿标定,位姿的定位准度高。
