-
公开(公告)号：CN117606737A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311522538.4
申请日：2023-11-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 一种用于载机滚转机动时预测外挂物分离轨迹的试验方法，用于在风洞中建立模拟外挂物从载机分离过程的载机滚转机动分离的试验能力，属于风洞试验技术领域，该方法包括：载机滚转机动旋转重力方向捕获轨迹技术、外挂物弹射分离时相对于载机变惯性系六自由度运动的捕获轨迹技术以及外挂物体弹射分离时与载机碰撞预测技术。采用该捕获轨迹方法进行试验，能获得外挂物与载机滚转机动过程的轨迹和姿态角变化，有助于判断外挂物体在载机做滚转机动时是否能从强干扰区安全分离。该方法具有模拟实现载机姿态运动机构无法做滚转运动的优点。
-
公开(公告)号：CN115791064A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211528958.9
申请日：2022-11-30
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试验段模型侧滑角测量装置，包括风洞试验段示意以及自上而下依次设置在所述风洞试验段示意中的模型、测量组件、第一支架组件和第二支架组件；所述模型与所述测量组件连接，所述测量组件设置在所述第一支架组件的顶部，所述第一支架组件设置在所述第二支架组件的顶部，并且二者垂直布置；所述第二支架组件的两端架设在所述风洞试验段示意中。本发明通过测量组件对模型头部与尾部的左右偏移量进行测量，同时测量模型头尾测量点的距离，进而计算得出模型准确的测量角。本发明可以用于风洞模型侧滑角测量的装置，实现了风洞模型侧滑角的准确测量，可在风洞试验中进行广泛的应用。
-
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。
-
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。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN118654854A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410689197.8
申请日：2024-05-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06 , B29C64/153 , B29C64/20 , B29C64/386 , B29C64/393 , B33Y10/00 , B33Y30/00 , B33Y50/00 , B33Y50/02 , G01L5/1627
Abstract: 本发明涉及一种六维力杆式风洞应变天平及其增材制造方法，属于试验空气动力学测量技术领域，包括测量锥段、前五分量元件、阻力测量结构、后五分量元件和固定锥段，其中阻力测量结构为杆式旋成体，包括外壳体、阻力元件、阻力支撑片体组和内轴；内轴同轴嵌套于外壳体内，通过阻力元件和阻力支撑片组固连；测量锥段、前五分量元件、外壳体、内轴、后五分量元件和固定锥段沿轴线依次固连，构成天平整体；本发明为整体加工而成的一体化结构，天平结构紧凑、对称性好，刚度/强度高，阻力测量干扰较小；此外采用本发明增材制造方法可极大缩短加工周期，降低加工成本。
-
公开(公告)号：CN117890059A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311626944.5
申请日：2023-11-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种飞行器超大攻角俯仰振荡动态风洞试验装置，包括驱动机构、支撑机构、天平、模型和风洞；驱动机构包括转动驱动机构、曲柄连杆机构和同步带轮放大机构；曲柄连杆机构的第一端连接转动驱动机构，转动驱动机构驱动曲柄连杆机构的第二端进行周期性简谐转动；曲柄连杆机构的第二端安装同步带轮放大机构，同步带轮放大机构用于将曲柄连杆机构的第二端的周期性简谐转动的幅度等比例放大至支撑机构；支撑机构用于支撑天平和模型，并带动天平和模型进行周期性简谐转动。本发明提供一种飞行器超大攻角俯仰振荡动态风洞试验装置，对新一代战斗机/导弹的气动力特性研究具有重要意义。
-
公开(公告)号：CN117191327A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311026500.8
申请日：2023-08-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种用于弹夹式机弹分离的CTS试验方法，目的是在风洞中建立内埋弹从新型飞行器高致密弹夹式弹舱中后向分离投放全过程的模拟试验方法，该方法包括：导弹受限直线运动(两滑块的滑轨段)、导弹转动运动(单滑块)以及导弹无约束自由运动(无滑块)的捕获轨迹方法，采用该捕获轨迹方法开展风洞试验，获得内埋弹与弹夹式飞行器后向分开过程的轨迹及姿态角变化，确定分离的安全性；本发明方法具有模拟弹夹式机弹分离场景真实性高的优点，并且本发明推导了弹夹分离过程的受限直线运动和受限绕滑块转动运动的动力学和运动学方程，这是首次应用于CTS试验中。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
24
records
(took 0.065 seconds)
