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公开(公告)号：CN119354468A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411512753.0
申请日：2024-10-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开一种动态CTS试验方法，包括：确定试验分离时间和真实分离分离时间的转换比例；计算模型质量和模型虚拟质量、模型转动惯量、模型线速度、模型角速度，填写CTS试验参数；开始风洞试验，将初始试验时刻的模型线速度和模型角度转化为六自由度机构驱动部件速度指令；驱动部件按照指令运动；连续采集天平载荷数据和风洞气动参数数据，计算下一试验时刻外挂物模型线速度和外挂物模型角速度，并计算六自由度机构驱动部件速度指令；重复上述步骤，直到满足试验要求，保存数据，停止试验。该方法既有CTS试验气动载荷测量准确、分离参数设置方便的优点，又有投放试验的动力学相似的优点，为多体分离问题研究提供更有效的试验手段。
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公开(公告)号：CN118839494A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410860326.5
申请日：2024-06-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种用于外挂物180度垂直翻转分离的CTS试验轨迹解算和定位方法，常规CTS试验中六自由度机构的末端位姿采用“偏航‑俯仰‑滚转”顺序旋转变换的姿态角表达形式，在解算姿态角时在±90°俯仰角时存在奇异值，且六自由度机构反解位置表达不连续，从而无法实现俯仰角从0到180度、0到‑180度的连续反解运算，本发明采用“俯仰‑偏航‑滚转”顺序旋转变换的姿态角表达形式来构建外挂物的角位移运动学方程以及相对应的六自由度机构反解关系，在俯仰角从0到180度、0到‑180度范围内角位移解算无奇异点且表达连续，六自由度机构的驱动指令和位姿一一对应，可以实现对外挂物180度垂直翻转分离的全轨迹试验模拟。
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公开(公告)号：CN118194511A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202311844410.X
申请日：2023-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开了一种CTS试验并联六自由度机构构型优化方法，包括：对堵塞度、优势空间占比、最小刚度进行限制；设计结构参数初值；采用分层次优化方法，将堵塞度指标转为动平台铰点坐标的约束条件，针对优势空间占比和平均最小刚度的性能指标进行优化，针对正负俯仰角的平均最小刚度的性能指标进行优化，采用多目标优化方法，优化并联机构结构参数。本发明方法可以提供一种CTS试验并联六自由度机构的构型优化方法，实现六自由度机构的堵塞度、优势空间占比和最小刚度指标满足CTS试验需求。
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公开(公告)号：CN117853526A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311808606.3
申请日：2023-12-26
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种用于投放试验多体分离轨迹预测的图像识别方法，目的是在利用高速摄像机在风洞中进行多体投放分离试验拍摄，用以捕获单平面分离轨迹，然后通过图像识别技术实时辨识出单平面分离轨迹中多体的轴向位移、纵向位移以及俯仰角，属于风洞试验技术领域，该方法包括：图像标定技术、基于像素边缘检测的图像识别技术、多体识别技术以及标的物随动技术。采用投放分离方法进行试验，能获得一个弹体分离为两个弹体时的单平面轴向位移、纵向位移以及俯仰角，具备了投放试验结束后实时生成轨迹位姿的能力。
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公开(公告)号：CN117760683A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311775426.X
申请日：2023-12-21
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开口试验段噪声试验平台，包括驻室，驻室的进气端固定安装有与气源连通的喷管，驻室的出气端安装有扩散管，驻室内部的出气端固定安装有集气室，集气室靠近进气端的一侧设有倾角，集气室的两侧设有多个泄流孔，集气室外侧在泄流孔处安装有盖板，驻室内部固定安装有噪声传感器。通过搭设噪声实验平台，可以对开口试验段内的集气室的进气端倾角、泄流孔面积以及集气室出气端的缝隙等不同结构参数的变化对噪声的影响进行研究，通过噪声传感器对噪声进行感应和反馈，通过对试验段声学特性的测量，研究不同开口试验段的流动特点。与直接在风洞中进行噪声试验研究相比，大幅度降低试验成本、缩短试验周期，提升试验效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117030187A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310917218.2
申请日：2023-07-25
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种用于尾退分离风洞试验内置式移测机构，包括电机组件、联轴器、螺母负载、滚珠丝杠、直线导轨、固定平台、螺母；直线导轨安装在固定平台上；滚珠丝杠通过两端的轴承支撑平行安装在直线导轨上；滚珠丝杠穿过螺母负载，螺母安装在滚珠丝杠上，螺母负载与螺母连接；电机组件与滚珠丝杠通过联轴器连接，电机组件为整套内置式移测机构提供动力；通过电机组件带动滚珠丝杠转动，使得安装在滚珠丝杠上的螺母带着螺母负载进行前进与后退的直线运动；螺母负载与需尾退投放的载机模型相连。本发明装置结构简单，且运动空间大，可以适用于不同的尾退分离风洞试验模型试验需求。
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公开(公告)号：CN116061049A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202211733078.5
申请日：2022-12-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供一种用于大型复杂零件的多功能打磨装置，涉及零件打磨技术领域，该装置包括底板，底板上侧沿X方向、Y方向和Z方向分别设置有第一直线模组、第二直线模组和第三直线模组；多功能打磨结构，通过转动结构连接在第三直线模组的下端，转动结构能够带动多功能打磨结构在XZ平面和YZ平面内转动，多功能打磨结构包括外壳和打磨执行器、清理执行器、涂胶执行器、烘干执行器和除尘执行器；工装台的两侧分别设置有定位结构和移动结构；解决现有技术中对于类似翼肋这样的大型复杂零件的打磨依靠人工，其去除余量、打磨位置、涂胶量等难以精确控制，而且劳动强度大、工作效率低、污染环境且粉尘、胶粘剂气味等对人体危害大等问题。
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公开(公告)号：CN115597824A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211111788.4
申请日：2022-09-13
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院(CN)
Abstract: 本发明公开了一种双体飞机的捕获轨迹风洞试验方法，目的是在风洞中建立模拟空射武器从双体飞机上分离的捕获轨迹试验能力，属于风洞试验技术领域。该方法包括：采用尾支杆和天平将空射武器支撑于六自由度运动机构，采用双天平和双尾支撑将双体飞机支撑于半臂攻角机构上。依据双体飞机与空射武器的质量比，确定对单体(空射武器)还是两体(空射武器和双体飞机)求解六自由度运动方程。通过运动六自由度运动机构，实现空射武器的位移和姿态角，并对双体飞机的位移进行运动补偿，通过运动半臂攻角机构实现双体飞机的俯仰运动。该方法具有模拟范围宽、模拟数据精度高和数据可靠的优点。
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公开(公告)号：CN114459725A
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202111630069.9
申请日：2021-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本申请涉及试验空气动力学的技术领域，具体公开了一种用于内埋武器轨迹捕获试验大机动模拟的支撑系统，包括导弹模型、置于导弹模型内部的应变天平、与应变天平两端连接的用于不同分段攻角范围的尾撑机构和头撑机构；尾撑用于0～‑90°攻角范围，头撑用于‑90°～‑180°攻角范围；尾撑机构连接于应变天平朝向导弹模型尾部的一端，且从导弹模型的尾部伸出；头撑机构连接于应变天平朝向导弹模型头部的一端，且从导弹模型的头部伸出；采用辅助的腹支撑及腹撑+假头撑连接应变天平用于修正头部支撑干扰。通过接力方式实现了导弹过失速越肩发射过程0～180°翻转的风洞模拟。
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公开(公告)号：CN112747889B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202011580045.2
申请日：2020-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种双外挂物同时分离模拟的轨迹捕获试验系统，属于高速风洞试验技术、飞行器飞行力学领域，包括安装于风洞试验段的半臂攻角机构，载机模型通过载机支杆与半臂攻角机构固连，载弹基座通过竖直运动机构与风洞试验段壁面连接，并联底板通过转轴与载弹基座连接，并联底板上分别安装三自由度并联机构，三自由度并联机构另一端与动平台连接，动平台内设滚转驱动机构，动平台通过载弹支杆与载弹天平及载弹模型连接。本发明利用两载弹天平分别测量载弹模型受到气动力和力矩大小，反解两个载弹模型的运动模式，控制各驱动装置运动，在风洞试验段内实现两个载弹模型的多自由度位置和姿态变化，实现对双外挂物模型运动轨迹的模拟。
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