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公开(公告)号：CN106885677B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201611268336.1
申请日：2016-12-31
申请人： 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC分类号： G01M9/00
摘要： 六自由度风洞试验机构末端综合误差标定方法，其包括步骤：标定该六自由度风洞试验机构在X方向、Y方向和Z方向的运动误差；标定该六自由度风洞试验机构在俯仰运动方向、偏航运动方向和滚转运动方向的运动误差；以及综合标定该六自由度风洞试验机构的运动误差。通过采用分级标定误差的方式，能够将各类可溯误差进行划分，以采用不同的方式对其进行针对性的标定，从而使得效果更加明显和精确。另外，综合标定误差，将该六自由度风洞试验机构的一些不可溯源误差也纳入标定，通过运动学逆解修正机构进行运动参数的修正，能够有效地补偿误差，以提高机构运动精度。
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公开(公告)号：CN106918434B
公开(公告)日：2018-10-09
申请号：CN201710298843.8
申请日：2017-05-02
摘要： 本发明公开了一种在线避障的六自由度捕获轨迹试验方法，在捕获轨迹试验中，分离体模型受气动力作用，从当前位姿点运动到目标位恣点，在该连续运动曲线上取n个离散的位姿点，用碰撞检测方法检测出将发生碰撞的位姿点，然后用专家避障方法重新规划运动曲线，成功完成试验。本发明的在线避障的六自由度捕获轨迹试验方法将碰撞检测与避障方法运用于捕获轨迹试验中，能够实时进行碰撞检测，并在碰撞检测后重新进行路径规划，避免了分离体模型及其测力天平支杆与主体模型相碰的“假碰撞”现象，提高了捕获轨迹试验的安全性，同时降低试验失败的次数，节约试验成本。
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公开(公告)号：CN106707962A
公开(公告)日：2017-05-24
申请号：CN201611268338.0
申请日：2016-12-31
申请人： 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
摘要： 一种时变温度场快插机构热变形误差补偿方法，其包括步骤：计算与该快插机构相关的一个理论六分量矩阵；获得与该快插机构相关的一个真实六分量矩阵；比较该真实六分量矩阵和该理论六分量矩阵，以得到一个误差修正量；以及根据该误差修正量，对该快插机构因热变形引起的误差进行补偿，以能够提高该快插机构在参与飞行器模型的风洞试验时的试验的可靠性和试验精度。另外，该时变温度场快插机构热变形误差补偿方法的算法易于实现，可靠性强，应用范围广，能够被广泛地应用于诸如并联机床、飞行器模型、风洞试验模型、空间对接设备等国防重点领域中。
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公开(公告)号：CN117268689A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311221038.7
申请日：2023-09-21
摘要： 发明属于风洞试验技术领域，公开了一种捕获轨迹风洞试验的碰撞保护方法。该碰撞保护方法的撞前保护程序通过检测历史碰撞信息能够对未来轨迹进行碰撞预警。该碰撞保护方法将碰撞区域分为天平前区域与天平后区域两个区域，天平前区域发生的碰撞可以由天平直接检测到。天平后区域发生的碰撞，则需要建立滤波后的CTS系统支撑装置的观测器模型对各关节进行实时遍历检测，能够检测到碰撞发生的位置和方向；在检测到碰撞信息后，记录碰撞信息并反馈给撞前保护程序，同时进行安全响应，控制模型按照响应策略进行移动，离开碰撞状态。该碰撞保护方法不需要添加额外的传感器，成本低，具有更高的安全性和可靠性，误警率低，能够检测到未知障碍物。
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公开(公告)号：CN116929695A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202211556744.2
申请日：2022-12-06
申请人： 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 , 重庆大学
摘要： 本发明公开了一种飞行器模型风洞试验的攻角连续调节装置及应用方法，包括：固定在风洞试验设备上的机架，其上以可拆卸的方式设置有主支板；用于固定尾支杆的角度调节盘；其中，所述主支板上设置有弧形槽，所述角度调节盘底部设置有与弧形槽相配合的弧形滑块；所述弧形槽、弧形滑块的纵截面被配置为呈T形结构。本发明提供一种飞行器模型风洞试验的攻角连续调节装置及应用方法，通过弧形滑动块与弧形的截面为T型的开槽配合转动，可以在不影响飞行器模型阻塞度的前提下辅助飞行器模型的攻角调节导向；也可以有效防止飞行器模型、尾支杆及角度调节盘的在主支板平面的倾覆。
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公开(公告)号：CN111707441A
公开(公告)日：2020-09-25
申请号：CN202010595140.3
申请日：2020-06-23
申请人： 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
摘要： 本发明公开了联动轨迹捕获实验中主体和分离体解耦机构运动分配方法。该方法通过采集当前时刻分离体模型和主体模型的当前位姿，获得下一时间步长的分离体模型和主体模型的理论位姿，计算X、Y、Z向相对位置变化距离；对比分离体模型和主体模型分别在X、Y、Z向的正负行程余量，由较大行程余量确定X，Y，Z方向计划运动的解耦机构；控制主体机构和分离体机构完成X、Y、Z向运动以及各自角度运动，到达下一时间步长的主体模型和分离体模型理论位姿。该方法能够避免主体机构和分离体机构同向运动，提高实验空间利用率，获得更长实验时间和更多捕获轨迹点位数量，提高主体机构和分离体机构使用寿命，具有计算简单快速，运行高效可靠的优点。
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公开(公告)号：CN106707962B
公开(公告)日：2020-08-11
申请号：CN201611268338.0
申请日：2016-12-31
申请人： 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
摘要： 一种时变温度场快插机构热变形误差补偿方法，其包括步骤：计算与该快插机构相关的一个理论六分量矩阵；获得与该快插机构相关的一个真实六分量矩阵；比较该真实六分量矩阵和该理论六分量矩阵，以得到一个误差修正量；以及根据该误差修正量，对该快插机构因热变形引起的误差进行补偿，以能够提高该快插机构在参与飞行器模型的风洞试验时的试验的可靠性和试验精度。另外，该时变温度场快插机构热变形误差补偿方法的算法易于实现，可靠性强，应用范围广，能够被广泛地应用于诸如并联机床、飞行器模型、风洞试验模型、空间对接设备等国防重点领域中。
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公开(公告)号：CN106918434A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710298843.8
申请日：2017-05-02
摘要： 本发明公开了一种在线避障的六自由度捕获轨迹试验方法，在捕获轨迹试验中，分离体模型受气动力作用，从当前位姿点运动到目标位恣点，在该连续运动曲线上取n个离散的位姿点，用碰撞检测方法检测出将发生碰撞的位姿点，然后用专家避障方法重新规划运动曲线，成功完成试验。本发明的在线避障的六自由度捕获轨迹试验方法将碰撞检测与避障方法运用于捕获轨迹试验中，能够实时进行碰撞检测，并在碰撞检测后重新进行路径规划，避免了分离体模型及其测力天平支杆与主体模型相碰的“假碰撞”现象，提高了捕获轨迹试验的安全性，同时降低试验失败的次数，节约试验成本。
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公开(公告)号：CN106885677A
公开(公告)日：2017-06-23
申请号：CN201611268336.1
申请日：2016-12-31
申请人： 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC分类号： G01M9/00
摘要： 六自由度风洞试验机构末端综合误差标定方法，其包括步骤：标定该六自由度风洞试验机构在X方向、Y方向和Z方向的运动误差；标定该六自由度风洞试验机构在俯仰运动方向、偏航运动方向和滚转运动方向的运动误差；以及综合标定该六自由度风洞试验机构的运动误差。通过采用分级标定误差的方式，能够将各类可溯误差进行划分，以采用不同的方式对其进行针对性的标定，从而使得效果更加明显和精确。另外，综合标定误差，将该六自由度风洞试验机构的一些不可溯源误差也纳入标定，通过运动学逆解修正机构进行运动参数的修正，能够有效地补偿误差，以提高机构运动精度。
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公开(公告)号：CN116086757A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211366075.2
申请日：2022-10-31
申请人： 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
摘要： 发明提供重载短行程高速高精准定位的快插机构及其动力学轨迹规划方法。该快插机构包括安装板、位移传感器和驱动器。所述位移传感器为光栅尺。所述位移传感器包括光栅尺主尺和光栅尺读数头。所述光栅尺主尺布置在安装板的板面上。所述光栅尺读数头与机架固定连接。所述驱动器为直线电机。所述驱动器包括直线电机次级和两个直线电机初级。所述驱动器采用双边短初级布置形式。工作时，快插机构沿竖直Y方向或倾斜方向将模型送入风洞流场均匀区。在基本不改变运动速度和位移曲线平滑性的基础上，有效的降低了加速段和减速段的最大加速度值，从而不仅降低了直线电机在运动过程中的最大驱动力、减小峰值电流。
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