CN112067248B - 一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法 - Google Patents

一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112067248B
CN112067248B CN202010734192.4A CN202010734192A CN112067248B CN 112067248 B CN112067248 B CN 112067248B CN 202010734192 A CN202010734192 A CN 202010734192A CN 112067248 B CN112067248 B CN 112067248B
Authority
CN
China
Prior art keywords
degree
freedom
model
stage
motion 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.)
Active
Application number
CN202010734192.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112067248A (zh
Inventor
谢峰
张晨凯
魏忠武
李广良
董金刚
王帅
张江
秦永明
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.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
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 China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN202010734192.4A priority Critical patent/CN112067248B/zh
Publication of CN112067248A publication Critical patent/CN112067248A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112067248B publication Critical patent/CN112067248B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/70—Wind energy
    • Y02E10/72—Wind turbines with rotation axis in wind direction

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法，包括以下步骤：1一级模型和二级模型分别由三自由度运动机构和六自由度运动机构控制至初始分离位置；2测量一级模型和二级模型的气动载荷，两级运动捕获轨迹计算机解算一级模型和二级模型六自由度位姿；3将一级模型的姿态角反解为三自由度运动机构的电机位置；4将两级模型的相对位移和二级模型姿态角反解为六自由度运动机构的电机位置；5三自由度运动机构控制一级模型到指定姿态角，六自由度运动机构控制二级模型到指定位移和姿态角；6判断位置数量是否满足试验要求，若没有满足，重复1～5步骤，若满足，则保存一级模型和二级模型随时间变化的位移、姿态角和载荷数据，并结束试验。

Description

一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法
技术领域
本发明涉及一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法，用于相似体积的航空航天两级飞行器的级间分离，属于高速风洞试验技术、飞行器飞行力学领域。
背景技术
在航天器、火箭级间分离、飞机外挂物的发射与投放、子母弹抛撒，以及脱壳穿甲弹与弹托分离等飞行阶段，分离体和母体处于复杂的相互干扰的流场中，不良的分离特性不仅影响效果，还会导致多体间的相撞，甚至危及母机的安全。因此，通过地面风洞模拟试验来了解投放或分离的过程和动力学特性的轨迹捕获风洞试验(Captive TrajectorySystem，CTS)就十分必要。
捕获轨迹风洞试验(Captive Trajectory System，CTS)。它是一种测量外挂物投放轨迹的试验技术，是风洞试验、计算流体力学试验和飞行力学试验的有机结合，是用于研究多体分离问题的主要手段，可获得与全尺寸飞行数据相当的试验结果，能有效评估分离安全特性。现有技术中的捕获轨迹试验技术如附图3所示，在飞机外挂物分离、火箭助推器分离、头罩分离等工程应用中起到了关键作用，但是仅仅研究较小较轻的分离体在分离过程中的分离特性，认为较大较重的被分离体受气动干扰影响可以忽略，在试验过程中保持不动。
随着航空航天技术的发展，人们对相似体积飞行器间的分离问题也日益关注，比如空射火箭从飞机分离、两级入轨空天飞行器的并联级间分离，这类分离问题中两级飞行器的运动都会受到较大的影响，两级飞行器的分离运动都不容忽略，捕获轨迹试验需要模拟两级同时运动才能准确地研究空天飞行器并联级间分离问题。
发明内容
本发明解决的技术问题：针对相似体积飞行器的级间分离问题，提供一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法，本发明采用两套天平分别采集一级模型和二级模型的气动载荷，分别解算一级模型的六自由度位姿和二级模型的六自由度位姿，通过三自由度运动机构控制一级模型运动，通过六自由度运动机构控制二级模型运动，可以在风洞试验同时模拟两级模型的分离运动。
本发明的技术解决方案：一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置，包括特种试验段、三自由度运动机构、一级模型测力天平、一级模型、六自由度运动机构，二级模型测量天平、二级模型、三自由度运动机构控制***、六自由度运动机构控制***、两级运动轨迹捕获计算机、风洞测控***；所述三自由度运动机构和六自由度运动机构均集成于特种试验段上，三自由度运动机构与特种试验段的上壁面固定，六自由度运动机构与特种试验段的两边侧壁面固定；三自由度运动机构和三自由度运动机构控制***通过信号线和动力线连接，三自由度运动机构用于控制一级模型的俯仰运动、偏航运动和滚转运动，三自由度运动控制***用于控制三***机构上的三个电机按照指定信号运动；六自由度运动机构和六自由度运动机构控制***通过信号线和动力线连接，六自由度运动机构用于控制二级模型的水平平移、垂直平移、侧向平移、俯仰运动、偏航运动和滚转运动，六自由度运动控制***用于控制六自由度运动机构上的六个电机按照指定信号运动；一级模型内安装有一级模型测力天平，一级模型测力天平的支杆与三***机构固定连接，一级模型测力天平通过信号线与风洞测控***连接，一级模型测力天平用于测量一级模型的气动载荷码值信号，将其传送至风洞测控***，风洞测控***将气动载荷码值信号转换为气动载荷模拟量，并将其传送至两级运行捕获轨迹计算机；二级模型内安装有二级模型测力天平，二级模型测力天平的支杆与六自由度运动机构固定连接，二级模型测力天平通过信号线与风洞测控***连接，二级模型测力天平用于测量二级模型的气动载荷码值信号，将其传送至风洞测控***，风洞测控***将气动载荷码值信号转换为气动载荷模拟量，并将其传送至两级运动捕获轨迹计算机；两级运动轨迹捕获计算机与三自由度运动机构控制***、六自由度运动机构控制***、风洞测控***分别通过信号线连接。
所述的两级运动捕获轨迹计算机安装有两级运动捕获轨迹试验程序，两级运动捕获轨迹试验程序用于读取和写入数据、解算一级模型六自由度位姿、解算二级模型六自由度位姿、反解三自由度运动机构电机位置、反解六自由度运动机构电机位置。
所述的三自由度运动机构为双转轴机构。
所述三自由度运动机构的旋转中心与一级模型的控制质心重合。
所述六自由度运动机构为6-PTRT并联机构。
一级模型的六自由度位姿和二级模型的六自由度位姿的参考坐标系都是风洞坐标系。
一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验方法，包括以下步骤：
1a.风洞测控***启动风洞，待流场稳定，一级模型和二级模型分别由三自由度运动机构和六自由度运动机构控制至初始分离位置；
1b.两级运动捕获轨迹计算机获取一级模型和二级模型的气动载荷数据、风洞状态参数，解算一级模型六自由度位姿和二级模型六自由度位姿；
1c.两级运动捕获轨迹计算机将一级模型的三个姿态角反解为三自由度运动机构的三个电机位置，并将三个电机位置传送至三自由度运动机构控制***；
1d.两级运动捕获轨迹计算机将一级模型的三个位移和二级模型的三个位移转换为两级模型三个相对位移，并结合二级模型的三个姿态角反解为六自由度运动机构的六个电机位置，并将六个电机位置传送至六自由度运动机构控制***；
1e.三自由度运动机构控制一级模型到达指定姿态角位置，六自由度运动机构控制二级模型到达指定位移和姿态角位置；
1f.判断位置数量是否满足试验要求，若没有满足，重复1b～1e步骤，若满足，则保存一级模型和二级模型随时间变化的位移、姿态角和载荷数据，并结束试验。
本发明与现有技术相比的优点如下：
1.本发明采用两套天平同时测量两级模型的气动载荷，并传送至两级运动捕获轨迹计算机，可以同时解算两级模型的六自由度位姿；
2.本发明通过一级模型的三自由度姿态角，反解得三自由度运动机构的电机位置，可以通过三自由度运动机构控制一级模型的三自由度姿态角；
3.本发明通过一级模型的位移和二级模型的三自由度位移，转换为两级模型的相对三自由度位移，并结合二级模型的三自由度姿态角，反解得六自由度运动机构的电机位置，从而实现对两级相对三自由度位移和二级模型三自由度姿态角的模拟；
4.本发明在风洞试验中可以同时模拟两级模型的分离轨迹，并获取分离轨迹点上的气动特性，为相似体积飞行器的级间分离研究提供更为有效的试验数据。
附图说明
图1为两级运动的九自由度捕获轨迹试验流程图；
图2为两级运动的九自由度捕获轨迹***示意图；
图3为现有技术中使用的捕获轨迹***示意图；
具体实施方式
下面结合附图1、附图2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。
如附图1所示，本发明提供的两级运动的九自由度捕获轨迹试验方法包括以下步骤：
1a.风洞测控***启动风洞，待流场稳定，一级模型和二级模型分别由三自由度运动机构和六自由度运动机构控制至初始分离位置；
1b.两级运动捕获轨迹计算机获取一级模型和二级模型的气动载荷数据、风洞状态参数，解算一级模型六自由度位姿和二级模型六自由度位姿；
1c.两级运动捕获轨迹计算机将一级模型的三个姿态角反解为三自由度运动机构的三个电机位置，并将三个电机位置传送至三自由度运动机构控制***；
1d.两级运动捕获轨迹计算机将一级模型的三个位移和二级模型的三个位移转换为两级模型三个相对位移，并结合二级模型的三个姿态角反解为六自由度运动机构的六个电机位置，并将六个电机位置传送至六自由度运动机构控制***；
1e.三自由度运动机构控制一级模型到达指定姿态角位置，六自由度运动机构控制二级模型到达指定位移和姿态角位置；
1f.判断位姿数量是否满足试验要求，若没有满足，重复1b～1e步骤，若满足，则保存一级模型和二级模型随时间变化的位移、姿态角和载荷数据，并结束试验。
本发明提供的两级运动的九自由度捕获轨迹试验方法，使用的设备包括：特种试验段1、三自由度运动机构2、一级模型测力天平3、一级模型4、六自由度运动机构5，二级模型测量天平6、二级模型7、三自由度运动机构控制***8、六自由度运动机构控制***9、两级运动轨迹捕获计算机10、风洞测控***11；
如附图2所示，所述的试验方法使用的试验设备的连接方式为：所述的三自由度机构和六自由度机构集成于特种风洞试验段上，三自由度机构与特种试验段的上壁面固定，六自由度运动机构与特种试验段的两边侧壁面固定，三自由度运动机构和三自由度运动机构控制***通过信号线和动力线连接，六自由度运动机构和六自由度运动机构控制***通过信号线和动力线连接，一级模型内安装有一级模型测力天平，一级模型测力天平的支杆与三***机构固定连接，一级模型测力天平通过信号线与风洞测控***连接，二级模型内安装有二级模型测力天平，二级模型测力天平的支杆与六自由度运动机构固定连接，二级模型测力天平通过信号线与风洞测控***连接，两级运动轨迹捕获计算机与三自由度运动机构控制***、六自由度运动机构控制***、风洞测控***分别通过信号线连接；
在一个实施方案中，一级模型和二级模型分别采用两级入轨空天飞行器的助推级模型和轨道级模型，试验马赫数Ma为3，试验初始状态如表1所示。
表1试验初始状态
Ma H(km) θ<sub>1</sub>(°) θ<sub>2</sub>(°) △y(m)
3 20 0 0 0.3
其中，H为分离高度，θ1为一级模型的初始俯仰角,θ2为二级模型的初始俯仰角,△y为一级模型与二级模型的初始距离。
所述的三自由度运动机构采用双转轴机构，双转轴机构通过三个电机驱动可以控制一级模型的俯仰、偏航和滚转运动，并且双转轴机构的转心与二级模型的控制质心重复；所述的六自由度运动机构采用6-PTRT并联机构，6-PTRT并联机构通过六个电机驱动可以控制二级模型的水平平移、垂直平移、侧滑平移、俯仰、偏航和滚转运动。具体实施方案按照下面步骤开展试验：
(1)使用双转轴机构将一级模型的姿态角置零，使用6-PTRT并联机构将二级模型的姿态角置零，并将二级模型与一级模型拉开100mm的垂直距离，以防止风洞启动过程中两级模型振动导致的两级模型碰撞；
将风洞马赫数设置为3，启动风洞，待风洞流场稳定后，使用双转轴机构和6-PTRT并联机构控制一级模型和二级模型移动到试验状态规定的初始分离位置；
(2)通过一级模型测力天平测量一级模型的气动载荷、通过二级模型测力天平测量二级模型的气动载荷，与风洞测控***采集得到的风洞状态参数一同传送给两级运动捕获轨迹解算计算机；
结合一级模型气动载荷、风洞状态参数和一级模型初始状态参数，通过一级模型的六自由度动力学方程解算一级模型在风洞坐标系下的六自由度位姿(x1,y1,z1,θ1,ψ1,γ1)；
结合二级模型的气动载荷、风洞状态参数和二级模型初始状态参数，通过二级模型的六自由度动力学方程解算二级模型在风洞坐标系下的六自由度位姿(x2,y2,z2,θ2,ψ2,γ2)；
(3)将一级模型的三个姿态角(θ1,ψ1,γ1)反解为双转轴机构的三个电机位置，并将三个电机位置传送至三自由度运动机构控制***；
(4)将一级模型的三个位移(x1,y1,z1)和二级模型的三个位移(x2,y2,z2)转换为两级模型三个相对位移(Δx,Δy,Δz)，转换公式为：
Δx＝x2-x1
Δy＝y2-y1
Δz＝z2-z1
将六自由度位姿(Δx,Δy,Δz,θ2,ψ2,γ2)反解为6-PTRT并联机构的六个电机位置，并将六个电机位置传送至六自由度运动机构控制***；
(5)双转轴机构控制一级模型到达指定姿态角位置，6-PTRT并联机构控制二级模型到达指定位移和姿态角位置；
(6)判断位姿数量是否满足试验要求，若没有满足，重复(2)～(5)步骤，若满足，则保存一级模型和二级模型随时间变化的位移、姿态角和载荷数据，并结束试验。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
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 (7)

1.一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置，其特征在于：包括特种试验段（1）、三自由度运动机构（2）、一级模型测力天平（3）、一级模型（4）、六自由度运动机构（5），二级模型测力天平（6）、二级模型（7）、三自由度运动机构控制***（8）、六自由度运动机构控制***（9）、两级运动轨迹捕获计算机（10）、风洞测控***（11）；
所述三自由度运动机构（2）和六自由度运动机构（5）均集成于特种试验段（1）上，三自由度运动机构（2）与特种试验段（1）的上壁面固定，六自由度运动机构（5）与特种试验段（1）的两边侧壁面固定；三自由度运动机构（2）和三自由度运动机构控制***（8）通过信号线和动力线连接，三自由度运动机构（2）用于控制一级模型的俯仰运动、偏航运动和滚转运动，三自由度运动机构控制***（8）用于控制三自由度运动机构（2）上的三个电机按照指定信号运动；六自由度运动机构（5）和六自由度运动机构控制***（9）通过信号线和动力线连接，六自由度运动机构（5）用于控制二级模型的水平平移、垂直平移、侧向平移、俯仰运动、偏航运动和滚转运动，六自由度运动机构控制***（9）用于控制六自由度运动机构（5）上的六个电机按照指定信号运动；一级模型（4）内安装有一级模型测力天平（3），一级模型测力天平（3）的支杆与三自由度运动机构（2）固定连接，一级模型测力天平（3）通过信号线与风洞测控***（11）连接，一级模型测力天平（3）用于测量一级模型（4）的气动载荷码值信号，将其传送至风洞测控***（11），风洞测控***（11）将气动载荷码值信号转换为气动载荷模拟量，并将其传送至两级运动轨迹捕获计算机（10）；二级模型（7）内安装有二级模型测力天平（6），二级模型测力天平（6）的支杆与六自由度运动机构（5）固定连接，二级模型测力天平（6）通过信号线与风洞测控***（11）连接，二级模型测力天平（6）用于测量二级模型（7）的气动载荷码值信号，将其传送至风洞测控***（11），风洞测控***（11）将气动载荷码值信号转换为气动载荷模拟量，并将其传送至两级运动轨迹捕获计算机（10）；两级运动轨迹捕获计算机（10）与三自由度运动机构控制***（8）、六自由度运动机构控制***（9）、风洞测控***（11）分别通过信号线连接。
2.根据权利要求1所述的一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置，其特征在于：所述的两级运动轨迹捕获计算机（10）安装有两级运动捕获轨迹试验程序，两级运动捕获轨迹试验程序用于读取和写入数据、解算一级模型六自由度位姿、解算二级模型六自由度位姿、反解三自由度运动机构电机位置、反解六自由度运动机构电机位置。
3.根据权利要求1所述的一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置，其特征在于：所述的三自由度运动机构（2）为双转轴机构。
4.根据权利要求3所述的一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置，其特征在于：所述三自由度运动机构（2）的旋转中心与一级模型（4）的控制质心重合。
5.根据权利要求1所述的一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置，其特征在于：所述六自由度运动机构（5）为6-PTRT并联机构。
6.根据权利要求1所述的一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置，其特征在于：一级模型（4）的六自由度位姿和二级模型（7）的六自由度位姿的参考坐标系都是风洞坐标系。
7.一种利用权利要求1所述装置进行两级运动的九自由度捕获轨迹试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
1a.风洞测控***启动风洞，待流场稳定，一级模型和二级模型分别由三自由度运动机构和六自由度运动机构控制至初始分离位置；
1b. 两级运动轨迹捕获计算机获取一级模型和二级模型的气动载荷数据、风洞状态参数，解算一级模型六自由度位姿和二级模型六自由度位姿；
1c. 两级运动轨迹捕获计算机将一级模型的三个姿态角反解为三自由度运动机构的三个电机位置，并将三个电机位置传送至三自由度运动机构控制***；
1d. 两级运动轨迹捕获计算机将一级模型的三个位移和二级模型的三个位移转换为两级模型三个相对位移， 并结合二级模型的三个姿态角反解为六自由度运动机构的六个电机位置，并将六个电机位置传送至六自由度运动机构控制***；
1e.三自由度运动机构控制一级模型到达指定姿态角位置，六自由度运动机构控制二级模型到达指定位移和姿态角位置；
1f.判断位置数量是否满足试验要求，若没有满足，重复1b~1e步骤，若满足，则保存一级模型和二级模型随时间变化的位移、姿态角和载荷数据，并结束试验。
CN202010734192.4A 2020-07-27 2020-07-27 一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法 Active CN112067248B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010734192.4A CN112067248B (zh) 2020-07-27 2020-07-27 一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010734192.4A CN112067248B (zh) 2020-07-27 2020-07-27 一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112067248A CN112067248A (zh) 2020-12-11
CN112067248B true CN112067248B (zh) 2022-09-23

Family

ID=73656309

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010734192.4A Active CN112067248B (zh) 2020-07-27 2020-07-27 一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112067248B (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112649171B (zh) * 2020-12-17 2022-10-14 中国航天空气动力技术研究院 一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获***
CN112504613B (zh) * 2021-02-03 2021-05-28 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质
CN112964450B (zh) * 2021-02-07 2022-05-10 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种用于风洞多体分离试验模型轨迹预测方法
CN113418674B (zh) * 2021-06-25 2022-03-04 中国航天空气动力技术研究院 一种一级模型可三自由度运动的风洞轨迹捕捉试验方法
CN113761653B (zh) * 2021-08-18 2022-06-07 上海机电工程研究所 子母弹分离安全性评价方法及***及子母弹分离仿真平台
CN114693808B (zh) * 2022-05-31 2022-08-12 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种风洞试验中降落伞的姿态测量方法、装置及介质
CN115290295B (zh) * 2022-10-09 2022-12-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 高速风洞级间分离与网格测力试验控制***及应用方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003294575A (ja) * 2002-03-29 2003-10-15 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 模型支持装置制御方法
CN104931222A (zh) * 2015-05-04 2015-09-23 中国航天空气动力技术研究院 机弹分离轨迹捕获试验***
CN106289708A (zh) * 2016-07-26 2017-01-04 中国航天空气动力技术研究院 用于捕获轨迹风洞试验的运动机构的位姿标定方法
CN107121256A (zh) * 2017-05-02 2017-09-01 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种连续在轨运动的六自由度捕获轨迹试验方法
CN108381521A (zh) * 2018-03-27 2018-08-10 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 高马赫数高动压大升力模型捕获轨迹试验的六自由度机构
CN109238636A (zh) * 2018-10-30 2019-01-18 中国航天空气动力技术研究院 一种级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法
CN109297666A (zh) * 2018-10-15 2019-02-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003294575A (ja) * 2002-03-29 2003-10-15 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 模型支持装置制御方法
CN104931222A (zh) * 2015-05-04 2015-09-23 中国航天空气动力技术研究院 机弹分离轨迹捕获试验***
CN106289708A (zh) * 2016-07-26 2017-01-04 中国航天空气动力技术研究院 用于捕获轨迹风洞试验的运动机构的位姿标定方法
CN107121256A (zh) * 2017-05-02 2017-09-01 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种连续在轨运动的六自由度捕获轨迹试验方法
CN108381521A (zh) * 2018-03-27 2018-08-10 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 高马赫数高动压大升力模型捕获轨迹试验的六自由度机构
CN109297666A (zh) * 2018-10-15 2019-02-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法
CN109238636A (zh) * 2018-10-30 2019-01-18 中国航天空气动力技术研究院 一种级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
捕获轨迹***并联机构地面标定方法;谢峰等;《航空学报》;20191012;第41卷(第1期);第423175-1至423175-9页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112067248A (zh) 2020-12-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112067248B (zh) 一种两级运动的九自由度捕获轨迹试验装置及方法
CN104931222B (zh) 机弹分离轨迹捕获试验***
CN110160730B (zh) 一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置及方法
CN111855131A (zh) 远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法
CN106446442B (zh) 一种火星伞舱组合体的降落伞展开过程稳定性评估方法
CN105784318A (zh) 一种低速风洞模型飞行实验***及方法
CN110125936A (zh) 一种空间机器人的柔顺控制方法和地面实验验证***
CN103955207A (zh) 一种三爪式空间末端执行器在微重力环境下的捕获容差能力测试***及方法
CN104777844B (zh) 一种高超声速临近空间飞行器航迹跟踪方法
CN107703905B (zh) 一种全闭环航天器姿控极性测试方法
CN110874055B (zh) 两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示与控制方法
CN113418670B (zh) 振动弹射分离试验***
CN111964862A (zh) 一种机弹分离动力学相似风洞试验方法
CN115097856A (zh) 一种基于导航向量场的四旋翼无人机目标跟踪动态反馈控制方法
CN201723926U (zh) 六自由度机电运动平台
CN112964450B (zh) 一种用于风洞多体分离试验模型轨迹预测方法
CN110398342A (zh) 飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法
CN116661342A (zh) 一种面向目标抓取的空间机器人固定时间阻抗控制方法
Elbaioumy et al. Modelling and Simulation of Surface to Surface Missile General Platform
CN114459725A (zh) 一种用于内埋武器轨迹捕获试验大机动模拟的支撑***
Hembree et al. Tethered aerostat modeling using an efficient recursive rigid-body dynamics approach
Pan et al. Design and simulation of ex-range gliding wing of high altitude air-launched autonomous underwater vehicles based on SIMULINK
Yuan et al. Modeling and simulating dynamics of missiles with deflectable nose control
CN115072013B (zh) 一种模拟低重力加速度环境的试验***及方法
CN113859565B (zh) 基于ladrc的伸缩套臂式无人机空基回收对接控制方法

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