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公开(公告)号：CN119738119A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411791582.X
申请日：2024-12-06
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种风洞小幅强迫滚转振荡机构，包括滚转轴、滚转铰链、组合式偏心轴、电机和支杆，滚转轴转动安装在支杆的内部，滚转轴的自由端凸出支杆之外，滚转铰链的一端与滚转轴固定连接，滚转铰链的另一端与支杆的前端固定连接，风洞试验模型通过天平与滚转轴的自由端固定连接，滚转轴的驱动端通过组合式偏心轴与电机的输出轴连接，组合式偏心轴与滚转轴的偏心孔配合连接；支杆的后段与风洞支撑机构固定连接。该机构采用了电机通过组合式偏心轴驱动滚转轴的设计，通过调节组合式偏心轴的偏心距以及电机的工作频率，能够实现不同频率和振幅的强迫滚转振荡，为飞行器稳定性导数风洞试验提供技术支持。
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公开(公告)号：CN114061893A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111621373.7
申请日：2021-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明提供了一种风洞小幅强迫俯仰振荡机构，包括：俯仰铰链、方向转换机构、驱动模块和外支杆；所述俯仰铰链与所述外支杆连接，所述方向转换机构与所述俯仰铰链连接，所述驱动模块固连于所述外支杆内腔，且与所述方向转换机构连接，所述方向转换机构也设置于所述外支杆内腔。本发明可与飞行器缩比模型配套安装，研究其在指定工况下绕俯仰轴的动稳定性，由于整个机构体积小，俯仰铰链可内埋于模型中，外支杆除俯仰铰链部分外保持静止，不会因相对风洞有运动而对风洞流场产生影响。
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公开(公告)号：CN108204879B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201711485331.9
申请日：2017-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种转动惯量的光学测量方法及系统，先以飞行器模型上标识点为媒介解算出视觉坐标系和体轴系之间转换矩阵，再利用三目视觉系统测量加载砝码前、后模型在体轴系中角度变化，根据砝码相对旋转中心的力矩大小计算弹性系统刚度，去除加载装置后激励弹性系统进行自由振动，实时测量振动过程中飞行器模型角位移曲线，得到振动圆频率。反复进行多次，利用最小二乘法获得模型的转动惯量；利用本发明方法可提高控制响应风洞试验系统中飞行器模型转动惯量的测量效率和精度。
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公开(公告)号：CN105136423A
公开(公告)日：2015-12-09
申请号：CN201510651344.3
申请日：2015-10-10
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及考虑摩擦力的自由振动动导数试验的数据分析方法，可从俯仰和偏航自由振动动稳定性风洞试验的试验数据中准确计算出飞行器的动稳定性导数，特别适用于系统摩擦力不可忽略的试验系统。本发明的技术方案是：首先在飞行器的振动动力学方程中添加摩擦力矩项，而后利用参数辨识技术从试验数据中辨识出相关气动参数，最后根据静态气动力与模型重力间关系建立筛选准则，获得最终的动稳定性导数数据。
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公开(公告)号：CN118583432A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410848943.3
申请日：2024-06-27
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种可通气自由滚转机构及标定方法，该可通气自由滚转机构包括自由滚转机构、旋转缝隙调整机构、角位移测量组件、钟摆、上位机、进气管路和出气管路，可在不增加机构摩擦阻尼的条件下实现气体的非接触传输，避免了传统管路传输气体时产生的非线性干扰，有效提高了飞行器运动模拟的逼真度；并且本发明可通气自由滚转机构在提供运动自由度的同时兼顾气体非接触传输功能，可用于飞行器本体有气体控制需求的风洞虚拟飞行试验，此外本发明引入钟摆法标定自由运动机构的阻尼特性，原理清晰，操作简单，结果可量化，实用性高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115127770B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202210772270.9
申请日：2022-06-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种模拟气动烧蚀引射作用的风洞试验装置，包括：透气模型、模型底座、支杆、模型内腔隔板、密封垫、上下气路、拉紧螺钉、流量计、压力表和调压阀。模型、模型底座和模型内腔隔板共同形成模型上、下内腔，通过上、下气路分别进行供气。供气后模型内腔气体通过透气钢模型渗出模型表面，达到模拟烧蚀气体引射作用的目的。针对研究对象的实际烧蚀引射情况，可通过调整或改变气源气体成分、气源压力、流量、模型透气材料透气率、模型壁厚的方法，达到模拟整体或不同模型表面位置的烧蚀引射作用的目的。
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公开(公告)号：CN113514222B
公开(公告)日：2024-06-11
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：CN112763176A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011565029.6
申请日：2020-12-25
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种机翼载荷高精度地面标定系统和方法，该系统包括：载荷支撑架、机翼固定架、机翼模型、加载系统和光学测量系统；机翼固定架安装在载荷支撑架底部，机翼模型通过机翼固定架固定；加载系统安装在载荷支撑架顶部，一端与机翼模型连接，一端用于施加载荷；光学测量系统设置在载荷支撑架侧面，用于对加载系统上的标识点进行识别，解算出加载偏角，得到实际输入载荷。通过本发明解决了现有标定技术中存在的机翼刚度失真、实际载荷偏离输入值，及标定与应用工况差异导致的载荷方程适用性问题。
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公开(公告)号：CN103364171B
公开(公告)日：2015-12-02
申请号：CN201310300592.4
申请日：2013-07-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明涉及一种高速风洞模型姿态视频测量系统及测量方法，首先根据模型运动范围调整相机的位置和姿态，标定出经过玻璃观察窗后相机的成像模型。利用新的成像模型测量模型上标识点的三维坐标，并转换到风洞坐标系下，计算出模型在风洞坐标系下的空间姿态。本发明可解决视频测量系统在高速风洞中应用的局限性，有效地提高了高速风洞模型姿态的测量精度。
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公开(公告)号：CN103364167B
公开(公告)日：2015-09-09
申请号：CN201310300296.4
申请日：2013-07-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种观察窗折射偏移校正方法，是对高速风洞中利用摄影测量系统测量模型姿态的测量值校正。先标定出摄影测量系统的摄像机坐标系与观察窗玻璃平面所在坐标系之间的空间位置关系，确定光线经玻璃折射后的折射偏移量，精确获得风洞内部模型上标识点的三维坐标；利用本发明的方法可有效地提高摄影测量系统在高速风洞模型姿态测量应用中的测量精度。
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