CN110471461A - 一种风洞模型迎角控制装置及其控制方法 - Google Patents

一种风洞模型迎角控制装置及其控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110471461A
CN110471461A CN201910799162.9A CN201910799162A CN110471461A CN 110471461 A CN110471461 A CN 110471461A CN 201910799162 A CN201910799162 A CN 201910799162A CN 110471461 A CN110471461 A CN 110471461A
Authority
CN
China
Prior art keywords
angle
attack
servo
control
attack mechanism
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201910799162.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110471461B (zh
Inventor
邓章林
阎成
顾海涛
付泰
徐来武
刘念
敬华
陈海峰
邓晓曼
秦建华
高鹏
熊波
贾霜
马列波
唐子奇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN201910799162.9A priority Critical patent/CN110471461B/zh
Publication of CN110471461A publication Critical patent/CN110471461A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110471461B publication Critical patent/CN110471461B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D3/00—Control of position or direction
    • G05D3/12—Control of position or direction using feedback

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种风洞模型迎角控制装置及其控制方法，包括主控制器，其通过总线方式连接有控制轴Ⅰ和控制轴Ⅱ；所述控制轴Ⅰ与电液伺服阀Ⅰ连接，控制轴Ⅱ与电液伺服阀Ⅱ连接；迎角机构和伺服油缸，其中，伺服油缸分别与电液伺服阀Ⅰ和电液伺服阀Ⅱ连接，伺服油缸安装在迎角机构上；用于测量迎角机构迎角的位移传感器，其安装在伺服油缸内部或迎角机构上，并通过线缆与主控制器连接；主控制器驱动两个电液伺服阀动作，进而驱动伺服油缸动作，带动迎角机构运行，实现迎角机构的迎角变化，位移传感器测量迎角机构角度，并反馈至主控制器内部；本发明能根据不同的模型迎角控制速度和精度选择不同的工作方式，实现模型迎角的快速精确控制。

Description

一种风洞模型迎角控制装置及其控制方法
技术领域
本发明属于航空航天风洞试验技术领域，更具体地说，本发明涉及一种跨超声速风洞模型迎角控制而设计的控制装置及其控制方法。
背景技术
风洞试验中的模型迎角控制装置对于测量各类飞行器(或部件)模型在不同迎角下的气动力特性是不可或缺的。对于1米量级以上的风洞模型迎角控制多采用液压装置实现，由一个控制器输出信号控制一个电液伺服阀，进而驱动油缸，从而推动执行机构实现模型迎角控制装置。而当前飞行器实验要求膜性能迎角变化范围宽，现有的模型迎角控制在控制速度和精度上无法实现兼顾，多采用折中的方法。
发明内容
本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种风洞模型迎角控制装置，包括：
主控制器，其通过总线方式连接有控制轴Ⅰ和控制轴Ⅱ；所述控制轴Ⅰ与电液伺服阀Ⅰ通过线缆连接，控制轴Ⅱ与电液伺服阀Ⅱ通过线缆连接；
迎角机构和用于推动迎角机构运动的伺服油缸，其中，迎角机构安装于弧形导轨上；所述伺服油缸通过油管分别与电液伺服阀Ⅰ和电液伺服阀Ⅱ连接，伺服油缸安装在迎角机构上；用于测量迎角机构迎角的位移传感器，其安装在伺服油缸内部或迎角机构上，并通过线缆与主控制器连接；
所述风洞模型迎角控制装置的工作原理为：主控制器通过控制信号驱动电液伺服阀Ⅰ和电液伺服阀Ⅱ动作，电液伺服阀Ⅰ和电液伺服阀Ⅱ进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸带动迎角机构在弧形轨道上滑动，实现迎角机构的角度变化，位移传感器测量迎角机构角度，并反馈至主控制器。
优选的是，其中，所述迎角机构为弯刀迎角机构。
优选的是，其中，所述总线连接方式优选为Sercos3总线连接；所述主控制器优选力士乐MLC45液压***接口模块；电液伺服阀Ⅰ和电液伺服阀Ⅱ优选MOOG伺服阀，其中电液伺服阀Ⅰ优选型号为D662-XXXXP01HXNW6N EX2G的大高频响应阀，电液伺服阀Ⅱ优选型号为D661-XXXXP30HXBW6N EX2G的小高频响应阀；所述伺服油缸优选CSH1MT型号的伺服油缸，其中大高频响应阀和小高频响应阀的流量比为5:1；所述位移传感器优选RHM1500MD70AS1B2100位移传感器。
优选的是，其中，所述大高频响应阀单独工作时迎角机构在弧形轨道上的最大运行速度为V1，此时的迎角机构的控制精度为αε1；所述小高频响应阀单独工作时迎角机构在弧形导轨上的最大速度为V2，此时的迎角机构控制精度为αε2，其中V1＞V2，αε1＞αε2；迎角机构在弧形导轨上需要的运行速度为Vn，迎角机构需要的控制精度为αε。
一种风洞模型迎角控制装置的控制方法，包括以下工作方式：
工作方式一、当Vn＞V1，即迎角机构需要的控制速度已达到或超过大高频响应阀工作能力时，大、小高频响应阀组合使用，先用主控制器通过控制信号驱动大高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化；再用主控制器通过驱动信号驱动小高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动；此时不考虑迎角机构的控制精度αε；
工作方式二、当要求迎角机构控制速度V1≥Vn＞V2，控制精度αε＜αε1时，大、小高频响应阀组合使用，先用主控制器通过控制信号驱动小高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化；再用主控制器通过驱动信号驱动大高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动；
工作方式三、当迎角机构的控制速度Vn≤V1，迎角机构的控制精度αε≥αε1时，仅使用主控制器通过控制信号驱动大高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化；
工作方式四、当迎角机构要求的控制速度Vn≤V2，迎角机构的控制速度αε＜αε1时，仅使用主控制器通过控制信号驱动小高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化。
优选的是，其中，所述迎角机构的控制速度最大为V1+V2，最优控制精度为αε2；当Vn＞V1+V2时，即视迎角机构为最大速度运行，选择工作方式一；当αε＜αε2时，即视迎角机构为最小控制精度运行，此时根据运行速度的要求选择工作方式一、工作方式二和工作方式四中的一种。
优选的是，其中，所述主控制器控制小高频响应阀和大高频响应阀的驱动信号为电流信号。
优选的是，其中，所述迎角机构控制采用位置闭环控制的方式，即迎角机构的目标角度确定后，将目标角度输入主控制器，主控制器将目标角度与位移传感器反馈的角度作差得到Δa，将Δa作为伺服油缸控制迎角机构角度变化的量；再根据设定的模型迎角控制速度和精度选择四种工作方式中的一种，实现对迎角机构的迎角控制。
本发明至少包括以下有益效果：主控制器连接两个控制轴，两个控制轴分别连接单独电液伺服阀，两个电液伺服阀根据轴分配控制方法驱动伺服油缸，伺服油缸推动迎角机构运动，实现模型迎角控制，位移传感器实现模型迎角角度计算。并根据不同的模型迎角控制速度和精度选择不同的工作方式，实现模型迎角的快速精确控制。
本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明：
图1为本发明提供的风洞模型迎角控制装置的***结构框图。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
如图1所示：本发明提供的一种风洞模型迎角控制装置，包括：
主控制器1，其通过总线连接方式连接有控制轴Ⅰ31和控制轴Ⅱ32；所述控制轴Ⅰ31与电液伺服阀Ⅰ41连接，控制轴Ⅱ32与电液伺服阀Ⅱ42连接；
迎角机构6和用于推动迎角机构运动的伺服油缸5，其中迎角机构6安装在弧形轨道上，伺服油缸5分别通过油管与电液伺服阀Ⅰ41和电液伺服阀Ⅱ42连接，伺服油缸5安装在迎角机构6上；用于测量迎角机构6迎角的位移传感器7，其安装在伺服油缸5内部或迎角机构6上，并通过线缆与主控制器1连接；
所述风洞模型迎角控制装置的工作原理为：主控制器1通过控制信号驱动电液伺服阀Ⅰ41和电液伺服阀Ⅱ42动作，电液伺服阀Ⅰ41和电液伺服阀Ⅱ42进而驱动伺服油缸5动作，伺服油缸5带动迎角机构6在弧形轨道上滑动，实现迎角机构6的角度变化，位移传感器7测量迎角机构6角度，并反馈至主控制器。
另一种实例中，所述迎角机构6为弯刀迎角机构。
另一种实例中，所述主控制器1优选力士乐MLC45液压***接口模块；电液伺服阀Ⅰ41和电液伺服阀Ⅱ42优选MOOG伺服阀，其中电液伺服阀Ⅰ41优选型号为D662-XXXXP01HXNW6NEX2G的大高频响应阀，电液伺服阀Ⅱ42优选型号为D661-XXXXP30HXBW6NEX2G的小高频响应阀；所述伺服油缸5优选CSH1MT型号的伺服油缸；所述位移传感器7优选RHM1500MD70AS1B2100位移传感器。
另一种实例中，所述大高频响应阀单独工作时迎角机构6在弧形轨道上的最大运行速度为V1，此时的迎角机构6的控制精度为αε1；所述小高频响应阀单独工作时迎角机构6在弧形导轨上的最大速度为V2，此时的迎角机构6控制精度为αε2，其中V1＞V2，αε1＞αε2；迎角机构在弧形导轨上需要的运行速度为Vn，迎角机构需要的控制精度为αε。
实施例1：
当Vn＞V1，即迎角机构需要的控制速度已达到或超过大高频响应阀工作能力时，大、小高频响应阀组合使用，先用主控制器通过控制信号驱动大高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化；再用主控制器通过驱动信号驱动小高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动；此时不考虑迎角机构的控制精度αε；
实施例二：
当要求迎角机构控制速度V1≥Vn＞V2，控制精度αε＜αε1时，大、小高频响应阀组合使用，先用主控制器通过控制信号驱动小高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化；再用主控制器通过驱动信号驱动大高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动；
实施例三：
当迎角机构的控制速度Vn≤V1，迎角机构的控制精度αε≥αε1时，仅使用主控制器通过控制信号驱动大高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化；
实施例四：
当迎角机构要求的控制速度Vn≤V2，迎角机构的控制速度αε＜αε1时，仅使用主控制器通过控制信号驱动小高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化。
另一种实例中，所述迎角机构的控制速度最大为V1+V2，最优控制精度为αε2；当Vn＞V1+V2时，即视迎角机构为最大速度运行，选择实施例一的工作方式对迎角机构进行控制；当αε＜αε2时，即视迎角机构为最小控制精度运行，此时根据运行速度的要求选择实施例一、实施例二和实施例四中的一种工作方式对迎角机构的运行进行控制。
另一种实例中，所述主控制器控制小高频响应阀和大高频响应阀的驱动信号为电流信号。
另一种实例中，所述迎角机构6控制采用位置闭环控制的方式，即迎角机构6的目标角度确定后，将目标角度输入主控制器，主控制器1将目标角度与位移传感器7反馈的角度作差得到Δa，将Δa作为伺服油缸5控制迎角机构6角度变化的量；再根据设定的模型迎角控制速度和精度选择四种实施例所述工作方式中的一种，实现对迎角机构6的迎角控制。
这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (8)

1.一种风洞模型迎角控制装置，其特征在于，包括：
主控制器，其通过总线方式连接有控制轴Ⅰ和控制轴Ⅱ；所述控制轴Ⅰ与电液伺服阀Ⅰ通过线缆连接，控制轴Ⅱ与电液伺服阀Ⅱ通过线缆连接；
迎角机构和用于推动迎角机构运动的伺服油缸，其中，迎角机构安装于弧形导轨上；所述伺服油缸通过油管分别与电液伺服阀Ⅰ和电液伺服阀Ⅱ连接，伺服油缸安装在迎角机构上；用于测量迎角机构迎角的位移传感器，其安装在伺服油缸内部或迎角机构上，并通过线缆与主控制器连接；
所述风洞模型迎角控制装置的工作原理为：主控制器通过控制信号驱动电液伺服阀Ⅰ和电液伺服阀Ⅱ动作，电液伺服阀Ⅰ和电液伺服阀Ⅱ进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸带动迎角机构在弧形轨道上滑动，实现迎角机构的角度变化，位移传感器测量迎角机构角度，并反馈至主控制器。
2.如权利要求1所述的风洞模型迎角控制装置，其特征在于，所述迎角机构为弯刀迎角机构。
3.如权利要求1所述的风洞模型迎角控制装置，其特征在于，所述总线连接方式优选为Sercos3总线连接；所述主控制器优选力士乐MLC45液压***接口模块；电液伺服阀Ⅰ和电液伺服阀Ⅱ优选MOOG伺服阀，其中电液伺服阀Ⅰ优选型号为D662-XXXXP01HXNW6NEX2G的大高频响应阀，电液伺服阀Ⅱ优选型号为D661-XXXXP30HXBW6NEX2G的小高频响应阀；所述伺服油缸优选CSH1MT型号的伺服油缸，其中大高频响应阀和小高频响应阀的流量比为5:1；所述位移传感器优选RHM1500MD70AS1B2100位移传感器。
4.如权利要求3所述的风洞模型迎角控制装置，其特征在于，所述大高频响应阀单独工作时迎角机构在弧形轨道上的最大运行速度为V1，此时的迎角机构的控制精度为αε1；所述小高频响应阀单独工作时迎角机构在弧形导轨上的最大速度为V2，此时的迎角机构控制精度为αε2，其中V1＞V2，αε1＞αε2；迎角机构在弧形导轨上需要的运行速度为Vn，迎角机构需要的控制精度为αε。
5.一种如权利要求4所述的风洞模型迎角控制装置的控制方法，其特征在于，包括以下工作方式：
工作方式一、当Vn＞V1，即迎角机构需要的控制速度已达到或超过大高频响应阀工作能力时，大、小高频响应阀组合使用，先用主控制器通过控制信号驱动大高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化；再用主控制器通过驱动信号驱动小高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动；此时不考虑迎角机构的控制精度αε；
工作方式二、当要求迎角机构控制速度V1≥Vn＞V2，控制精度αε＜αε1时，大、小高频响应阀组合使用，先用主控制器通过控制信号驱动小高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化；再用主控制器通过驱动信号驱动大高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动；
工作方式三、当迎角机构的控制速度Vn≤V1，迎角机构的控制精度αε≥αε1时，仅使用主控制器通过控制信号驱动大高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化；
工作方式四、当迎角机构要求的控制速度Vn≤V2，迎角机构的控制速度αε＜αε1时，仅使用主控制器通过控制信号驱动小高频响应阀动作，进而驱动伺服油缸动作，伺服油缸驱动迎角机构在弧形导轨上滑动，实现迎角机构迎角变化。
6.如权利要求5所述的风洞模型迎角控制装置的控制方法，其特征在于，所述迎角机构的控制速度最大为V1+V2，最优控制精度为αε2；当Vn＞V1+V2时，即视迎角机构为最大速度运行，选择工作方式一；当αε＜αε2时，即视迎角机构为最小控制精度运行，此时根据运行速度的要求选择工作方式一、工作方式二和工作方式四中的一种。
7.如权利要求5所述的风洞模型迎角控制装置的控制方法，其特征在于，所述主控制器控制小高频响应阀和大高频响应阀的驱动信号为电流信号。
8.如权利要求5所述的风洞模型迎角控制装置的控制方法，其特征在于，所述迎角机构控制采用位置闭环控制的方式，即迎角机构的目标角度确定后，将目标角度输入主控制器，主控制器将目标角度与位移传感器反馈的角度作差得到Δa，将Δa作为伺服油缸控制迎角机构角度变化的量；再根据设定的模型迎角控制速度和精度选择四种工作方式中的一种，实现对迎角机构的迎角控制。
CN201910799162.9A 2019-08-28 2019-08-28 一种风洞模型迎角控制装置及其控制方法 Active CN110471461B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910799162.9A CN110471461B (zh) 2019-08-28 2019-08-28 一种风洞模型迎角控制装置及其控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910799162.9A CN110471461B (zh) 2019-08-28 2019-08-28 一种风洞模型迎角控制装置及其控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110471461A true CN110471461A (zh) 2019-11-19
CN110471461B CN110471461B (zh) 2022-06-10

Family

ID=68512414

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910799162.9A Active CN110471461B (zh) 2019-08-28 2019-08-28 一种风洞模型迎角控制装置及其控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110471461B (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112903233A (zh) * 2021-01-26 2021-06-04 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 一种两级串联伺服油缸驱动迎角机构精确定位的优化方法
CN113970418A (zh) * 2021-10-26 2022-01-25 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种风洞试验变迎角装置
CN114379820A (zh) * 2022-03-24 2022-04-22 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种变角度变速度的模型出入水装置
CN114859701A (zh) * 2022-05-31 2022-08-05 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种风洞大攻角装置和控制***
CN116380403A (zh) * 2023-06-05 2023-07-04 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 高速风洞多自由度模型支撑机构驱动控制***及应用方法
CN117874400A (zh) * 2024-03-13 2024-04-12 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 飞行器模型动导数试验数据处理***

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB877788A (en) * 1956-11-13 1961-09-20 Sperry Rand Corp Aircraft control system
CN202886998U (zh) * 2012-09-25 2013-04-17 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 暂冲式超音速风洞模型迎角冗余控制装置
CN105157949A (zh) * 2015-10-16 2015-12-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种模型迎角机构

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB877788A (en) * 1956-11-13 1961-09-20 Sperry Rand Corp Aircraft control system
CN202886998U (zh) * 2012-09-25 2013-04-17 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 暂冲式超音速风洞模型迎角冗余控制装置
CN105157949A (zh) * 2015-10-16 2015-12-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种模型迎角机构

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘念 等: "5.5m×4m 声学风洞尾撑***机电液联合建模与仿真研究", 《机床与液压》 *
刘念 等: "基于Motion/AMESim的某风洞迎角机构建模与仿真研究", 《机床与液压》 *
臧克江 等: "一种双作用多级液压缸的设计与应用", 《佳木斯大学学报(自然科学版)》 *
褚卫华 等: "某超声速风洞迎角机构定位控制策略仿真与试验研究", 《测控技术》 *
谢建 等: "基于AMESim的多级液压缸建模与仿真", 《机床与液压》 *

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112903233A (zh) * 2021-01-26 2021-06-04 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 一种两级串联伺服油缸驱动迎角机构精确定位的优化方法
CN112903233B (zh) * 2021-01-26 2022-12-20 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 一种两级串联伺服油缸驱动迎角机构精确定位的优化方法
CN113970418A (zh) * 2021-10-26 2022-01-25 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种风洞试验变迎角装置
CN114379820A (zh) * 2022-03-24 2022-04-22 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种变角度变速度的模型出入水装置
CN114379820B (zh) * 2022-03-24 2022-05-20 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种变角度变速度的模型出入水装置
CN114859701A (zh) * 2022-05-31 2022-08-05 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种风洞大攻角装置和控制***
CN114859701B (zh) * 2022-05-31 2023-03-21 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种风洞大攻角装置和控制***
CN116380403A (zh) * 2023-06-05 2023-07-04 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 高速风洞多自由度模型支撑机构驱动控制***及应用方法
CN116380403B (zh) * 2023-06-05 2023-08-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 高速风洞多自由度模型支撑机构驱动控制***及应用方法
CN117874400A (zh) * 2024-03-13 2024-04-12 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 飞行器模型动导数试验数据处理***
CN117874400B (zh) * 2024-03-13 2024-06-04 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 飞行器模型动导数试验数据处理***

Also Published As

Publication number Publication date
CN110471461B (zh) 2022-06-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110471461A (zh) 一种风洞模型迎角控制装置及其控制方法
CN203858778U (zh) 一种基于电动加载的舵机负载模拟装置
CN112903233B (zh) 一种两级串联伺服油缸驱动迎角机构精确定位的优化方法
CN108362465B (zh) 连续式跨声速风洞半柔壁面喷管喉块竖直空间式电动驱动装置
CN103878764B (zh) 一种三自由度气动混合驱动并联平台
CN107856880B (zh) 襟翼作动装置试验过程中的加载运动机构
CN201497683U (zh) 一种用于撞击实验的可调速弹射装置
CN103473967A (zh) 具有操纵力感的飞机模拟操纵装置
CN104949816A (zh) 一种用于低速风洞tps试验的流量控制装置
CN104564915A (zh) 泵阀复合双自由度电液运动加载控制方法
CN101737380B (zh) 具有低压油泵的电液负载模拟装置
CN106596032A (zh) 一种大行程范围高精度的喷管变马赫数机构
CN104749967A (zh) 一种航空发动机控制器快速原型架构
CN103383577A (zh) 一种调压阀压力调节控制***
CN204903126U (zh) 一种用于低速风洞tps试验的流量控制装置
CN104405709A (zh) 有限转角力矩电机直接驱动的两级滑阀式电液伺服阀
CN105890971A (zh) 岩石压裂渗流连续伺服供液装置
CN105425610A (zh) 一种作业型水下机器人液压推进器的推力控制仿真***
CN100445799C (zh) 大型天文望远镜中位移促动器的智能控制***
CN105465079B (zh) 一种刹车控制油路
CN203584929U (zh) 一种航空发动机试车台液压泵负荷***
CN210426946U (zh) 一种直流暂冲式跨声速风洞的流场精确控制***
CN112904803B (zh) 多拼接面形变及平面度精细调整***、方法、设备及应用
CN104454697A (zh) 大载荷快速***机构高速驱动及定位方法
CN108005794A (zh) 一种步进电机控制的航空发动机压气机导叶调节装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant