CN113280992A - 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验*** - Google Patents

一种升力体模型风洞虚拟飞行试验*** Download PDF

Info

Publication number
CN113280992A
CN113280992A CN202110812632.8A CN202110812632A CN113280992A CN 113280992 A CN113280992 A CN 113280992A CN 202110812632 A CN202110812632 A CN 202110812632A CN 113280992 A CN113280992 A CN 113280992A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wind tunnel
body model
force body
lift force
motion
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.)
Pending
Application number
CN202110812632.8A
Other languages
English (en)
Inventor
李�浩
赵忠良
李乾
徐扬帆
苗磊
陈星阳
王晓冰
周小志
杨海泳
李玉平
陈建中
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.)
Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Ultra High Speed Aerodynamics Institute 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 Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202110812632.8A priority Critical patent/CN113280992A/zh
Publication of CN113280992A publication Critical patent/CN113280992A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • 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

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种升力体模型风洞虚拟飞行试验***。本发明的升力体模型风洞虚拟飞行试验***包括以风洞试验段为核心布置的飞行控制仿真平台、多自由度模型支撑装置、升力体模型、气动/运动参数同步测量装置、运动驱动控制装置和安全监测保护装置。本发明的升力体模型风洞虚拟飞行试验***充分利用风洞真实物理环境和风洞试验高效准确、低成本低风险的优点，建立了适用于升力体气动/控制性能集成评估验证的虚拟飞行试验***，是飞行器性能评估验证的创新手段，对升力体气动和控制优化设计和性能评估具有重要意义。

Description

一种升力体模型风洞虚拟飞行试验***
技术领域
本发明属于风洞试验和飞行控制交叉技术领域，具体涉及一种升力体模型风洞虚拟飞行试验***。
背景技术
目前，飞行器气动和飞行控制性能评估验证主要以串行方式开展，飞行/控制性能验证基本上是以建模仿真为主，最终通过飞行试验评估验证气动/控制性能。但是，由于升力体飞行试验风险大、成本高和周期长，飞行试验验证只能针对典型状态少量开展。
当前，亟需发展一种用于升力体模型气动/控制性能评估验证的升力体模型风洞虚拟飞行试验***。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种升力体模型风洞虚拟飞行试验***。
本发明的升力体模型风洞虚拟飞行试验***，其特点是，所述的升力体模型风洞虚拟飞行试验***包括以风洞试验段为核心布置的飞行控制仿真平台、多自由度模型支撑装置、升力体模型、气动/运动参数同步测量装置、运动驱动控制装置和安全监测保护装置；
飞行控制仿真平台为风洞虚拟飞行控制***，具备飞行控制、仿真计算、电源控制、信号采集与反馈、试验结果实时处理与显示模块；飞行控制仿真平台位于风洞试验段外，采用有线传输方式，与风洞试验段内安装的气动/运动参数同步测量***连接，进行气动和运动参数的同步采集；飞行控制仿真平台采用有线传输方式，与风洞试验段内安装的升力体模型连接通讯，进行飞行控制指令的发送，控制升力体模型的舵机装置启动停止；
多自由度模型支撑装置为升力体模型的支撑和安全保护装置，包括俯仰运动机构和滚转运动机构的两自由度运动机构，以及安全保护机构；俯仰运动机构包括设置在风洞试验段内的支撑横梁，支撑横梁贯穿风洞试验段，支撑横梁的两端分别通过俯仰轴承安装在风洞试验段左右两侧的洞壁内，飞行控制仿真平台通过支撑横梁控制升力体模型进行自由俯仰运动；滚转运动机构包括设置在升力体模型内的中心轴线上的芯轴，芯轴的前后两端安装有滚转轴承，芯轴带动升力体模型进行自由滚转运动；安全保护机构包括分别与俯仰运动机构和滚转运动机构相匹配的俯仰安全保护机构和滚转安全保护机构，俯仰安全保护机构通过安装在俯仰轴承上的制动块控制升力体模型的俯仰运动急停，滚转安全保护机构通过安装在滚转轴承上的制动块控制升力体模型的滚转运动急停；
升力体模型为飞行器的风洞缩比试验模型，通过多自由度模型支撑装置安装在风洞试验段内；升力体模型的外型模拟飞行器外型；升力体模型内部安装舵机***，舵机***操纵升力体模型的舵面，控制舵面角度，模拟飞行器的舵面运动；
气动/运动参数同步测量装置用于在风洞虚拟飞行试验过程中同步测量升力体模型的气动/运动参数；气动/运动参数同步测量装置安装在升力体模型内腔中，包括天平、编码器和陀螺仪；天平固定在芯轴上，测量升力体模型的气动参数；编码器和陀螺仪安装在升力体模型的内部空腔中，测量升力体模型的运动参数；
运动驱动控制装置置于风洞试验段外，包括伺服电机、减速器、连接轴和控制柜，伺服电机的输出轴通过减速器与连接轴固定连接，连接轴连接多自由度模型支撑装置的支撑横梁；控制柜通过有线传输方式经减速器控制伺服电机转动，伺服电机转动带动连接轴转动，连接轴转动带动多自由度模型支撑装置的支撑横梁转动；在风洞虚拟飞行试验过程中，工作人员通过运动驱动控制装置的控制柜发送指令，最终由多自由度模型支撑装置的支撑横梁驱动升力体模型运动，实现升力体模型姿态角回零；
安全监测保护装置置于风洞试验段外，包括试验参数实时监测***、视频实时显示***和风洞试验紧急关车***；试验参数实时监测***通过有线传输方式与多自由度模型支撑装置的安全保护机构连接，在风洞虚拟飞行试验过程中，试验参数实时监测***通过试验参数变化判断升力体模型的危险状况，通过安全保护机构的制动块，控制升力体模型急停，实现安全保护；视频实时显示***通过有线传输方式与风洞试验段的视频监控***连接，风洞试验紧急关车***通过有线传输方式与风洞控制***连接，工作人员实时监测风洞试验状态，在危险情况下，工作人员通过风洞试验紧急关车***指令风洞控制***进行风洞紧急关车。
本发明的升力体模型风洞虚拟飞行试验***充分利用风洞真实物理环境和风洞试验高效准确、低成本低风险的优点，建立了适用于升力体气动/控制性能集成评估验证的虚拟飞行试验***，是飞行器性能评估验证的创新手段，对升力体气动和控制优化设计和性能评估具有重要意义。
本发明的升力体模型风洞虚拟飞行试验***比现有建模仿真***更加真实、准确和可靠，比飞行试验***，评估验证更加高效、风险和成本更低。
附图说明
图1为本发明的升力体模型风洞虚拟飞行试验***的组成框图；
图2为本发明的升力体模型风洞虚拟飞行试验***的结构示意图。
图中，1.飞行控制仿真平台 2.风洞试验段 3.多自由度模型支撑装置 4.升力体模型 5.气动/运动参数同步测量装置 6.运动驱动控制装置 7.安全监测保护装置。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例1
如图1、图2所示，本发明的升力体模型风洞虚拟飞行试验***包括以风洞试验段2为核心布置的飞行控制仿真平台1、多自由度模型支撑装置3、升力体模型4、气动/运动参数同步测量装置5、运动驱动控制装置6和安全监测保护装置7；
飞行控制仿真平台1为风洞虚拟飞行控制***，具备飞行控制、仿真计算、电源控制、信号采集与反馈、试验结果实时处理与显示模块；飞行控制仿真平台1位于风洞试验段2外，采用有线传输方式，与风洞试验段2内安装的气动/运动参数同步测量***5连接，进行气动和运动参数的同步采集；飞行控制仿真平台1采用有线传输方式，与风洞试验段2内安装的升力体模型4连接通讯，进行飞行控制指令的发送，控制升力体模型4的舵机装置启动停止；
多自由度模型支撑装置3为升力体模型4的支撑和安全保护装置，包括俯仰运动机构和滚转运动机构的两自由度运动机构，以及安全保护机构；俯仰运动机构包括设置在风洞试验段2内的支撑横梁，支撑横梁贯穿风洞试验段2，支撑横梁的两端分别通过俯仰轴承安装在风洞试验段2左右两侧的洞壁内，飞行控制仿真平台1通过支撑横梁控制升力体模型4进行自由俯仰运动；滚转运动机构包括设置在升力体模型4内的中心轴线上的芯轴，芯轴的前后两端安装有滚转轴承，芯轴带动升力体模型4进行自由滚转运动；安全保护机构包括分别与俯仰运动机构和滚转运动机构相匹配的俯仰安全保护机构和滚转安全保护机构，俯仰安全保护机构通过安装在俯仰轴承上的制动块控制升力体模型4的俯仰运动急停，滚转安全保护机构通过安装在滚转轴承上的制动块控制升力体模型4的滚转运动急停；
升力体模型4为飞行器的风洞缩比试验模型，通过多自由度模型支撑装置3安装在风洞试验段2内；升力体模型4的外型模拟飞行器外型；升力体模型4内部安装舵机***，舵机***操纵升力体模型4的舵面，控制舵面角度，模拟飞行器的舵面运动；
气动/运动参数同步测量装置5用于在风洞虚拟飞行试验过程中同步测量升力体模型4的气动/运动参数；气动/运动参数同步测量装置5安装在升力体模型4内腔中，包括天平、编码器和陀螺仪；天平固定在芯轴上，测量升力体模型4的气动参数；编码器和陀螺仪安装在升力体模型4的内部空腔中，测量升力体模型4的运动参数；
运动驱动控制装置6置于风洞试验段2外，包括伺服电机、减速器、连接轴和控制柜，伺服电机的输出轴通过减速器与连接轴固定连接，连接轴连接多自由度模型支撑装置3的支撑横梁；控制柜通过有线传输方式经减速器控制伺服电机转动，伺服电机转动带动连接轴转动，连接轴转动带动多自由度模型支撑装置3的支撑横梁转动；在风洞虚拟飞行试验过程中，工作人员通过运动驱动控制装置6的控制柜发送指令，最终由多自由度模型支撑装置3的支撑横梁驱动升力体模型4运动，实现升力体模型4姿态角回零；
安全监测保护装置7置于风洞试验段2外，包括试验参数实时监测***、视频实时显示***和风洞试验紧急关车***；试验参数实时监测***通过有线传输方式与多自由度模型支撑装置3的安全保护机构连接，在风洞虚拟飞行试验过程中，试验参数实时监测***通过试验参数变化判断升力体模型4的危险状况，通过安全保护机构的制动块，控制升力体模型4急停，实现安全保护；视频实时显示***通过有线传输方式与风洞试验段2的视频监控***连接，风洞试验紧急关车***通过有线传输方式与风洞控制***连接，工作人员实时监测风洞试验状态，在危险情况下，工作人员通过风洞试验紧急关车***指令风洞控制***进行风洞紧急关车。
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，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，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 (1)

1.一种升力体模型风洞虚拟飞行试验***，其特征在于，所述的升力体模型风洞虚拟飞行试验***包括以风洞试验段（2）为核心布置的飞行控制仿真平台（1）、多自由度模型支撑装置（3）、升力体模型（4）、气动/运动参数同步测量装置（5）、运动驱动控制装置（6）和安全监测保护装置（7）；
飞行控制仿真平台（1）为风洞虚拟飞行控制***，具备飞行控制、仿真计算、电源控制、信号采集与反馈、试验结果实时处理与显示模块；飞行控制仿真平台（1）位于风洞试验段（2）外，采用有线传输方式，与风洞试验段（2）内安装的气动/运动参数同步测量***（5）连接，进行气动和运动参数的同步采集；飞行控制仿真平台（1）采用有线传输方式，与风洞试验段（2）内安装的升力体模型（4）连接通讯，进行飞行控制指令的发送，控制升力体模型（4）的舵机装置启动停止；
多自由度模型支撑装置（3）为升力体模型（4）的支撑和安全保护装置，包括俯仰运动机构和滚转运动机构的两自由度运动机构，以及安全保护机构；俯仰运动机构包括设置在风洞试验段（2）内的支撑横梁，支撑横梁贯穿风洞试验段（2），支撑横梁的两端分别通过俯仰轴承安装在风洞试验段（2）左右两侧的洞壁内，飞行控制仿真平台（1）通过支撑横梁控制升力体模型（4）进行自由俯仰运动；滚转运动机构包括设置在升力体模型（4）内的中心轴线上的芯轴，芯轴的前后两端安装有滚转轴承，芯轴带动升力体模型（4）进行自由滚转运动；安全保护机构包括分别与俯仰运动机构和滚转运动机构相匹配的俯仰安全保护机构和滚转安全保护机构，俯仰安全保护机构通过安装在俯仰轴承上的制动块控制升力体模型（4）的俯仰运动急停，滚转安全保护机构通过安装在滚转轴承上的制动块控制升力体模型（4）的滚转运动急停；
升力体模型（4）为飞行器的风洞缩比试验模型，通过多自由度模型支撑装置（3）安装在风洞试验段（2）内；升力体模型（4）的外型模拟飞行器外型；升力体模型（4）内部安装舵机***，舵机***操纵升力体模型（4）的舵面，控制舵面角度，模拟飞行器的舵面运动；
气动/运动参数同步测量装置（5）用于在风洞虚拟飞行试验过程中同步测量升力体模型（4）的气动/运动参数；气动/运动参数同步测量装置（5）安装在升力体模型（4）内腔中，包括天平、编码器和陀螺仪；天平固定在芯轴上，测量升力体模型（4）的气动参数；编码器和陀螺仪安装在升力体模型（4）的内部空腔中，测量升力体模型（4）的运动参数；
运动驱动控制装置（6）置于风洞试验段（2）外，包括伺服电机、减速器、连接轴和控制柜，伺服电机的输出轴通过减速器与连接轴固定连接，连接轴连接多自由度模型支撑装置（3）的支撑横梁；控制柜通过有线传输方式经减速器控制伺服电机转动，伺服电机转动带动连接轴转动，连接轴转动带动多自由度模型支撑装置（3）的支撑横梁转动；在风洞虚拟飞行试验过程中，工作人员通过运动驱动控制装置（6）的控制柜发送指令，最终由多自由度模型支撑装置（3）的支撑横梁驱动升力体模型（4）运动，实现升力体模型（4）姿态角回零；
安全监测保护装置（7）置于风洞试验段（2）外，包括试验参数实时监测***、视频实时显示***和风洞试验紧急关车***；试验参数实时监测***通过有线传输方式与多自由度模型支撑装置（3）的安全保护机构连接，在风洞虚拟飞行试验过程中，试验参数实时监测***通过试验参数变化判断升力体模型（4）的危险状况，通过安全保护机构的制动块，控制升力体模型（4）急停，实现安全保护；视频实时显示***通过有线传输方式与风洞试验段（2）的视频监控***连接，风洞试验紧急关车***通过有线传输方式与风洞控制***连接，工作人员实时监测风洞试验状态，在危险情况下，工作人员通过风洞试验紧急关车***指令风洞控制***进行风洞紧急关车。
CN202110812632.8A 2021-07-19 2021-07-19 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验*** Pending CN113280992A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110812632.8A CN113280992A (zh) 2021-07-19 2021-07-19 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验***

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110812632.8A CN113280992A (zh) 2021-07-19 2021-07-19 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验***

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113280992A true CN113280992A (zh) 2021-08-20

Family

ID=77286684

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110812632.8A Pending CN113280992A (zh) 2021-07-19 2021-07-19 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验***

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113280992A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114608794A (zh) * 2022-05-11 2022-06-10 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法
CN117433740A (zh) * 2023-12-20 2024-01-23 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种风洞飞行试验的连接装置及飞行器模型
CN117824984A (zh) * 2024-02-23 2024-04-05 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种大迎角高速风洞试验模型姿态角测量与计算方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102175420A (zh) * 2011-01-25 2011-09-07 北京航空航天大学 用于飞机风洞试验的二自由度支持***
CN105784318A (zh) * 2016-03-04 2016-07-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种低速风洞模型飞行实验***及方法
CN108572054A (zh) * 2017-03-13 2018-09-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种暂冲式风洞模拟试验方法及装置
CN109632249A (zh) * 2019-02-28 2019-04-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种翼型高速风洞动态试验装置
CN110228767A (zh) * 2019-06-26 2019-09-13 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种激波风洞模型地面支撑装置
CN110686856A (zh) * 2019-09-30 2020-01-14 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护***
CN112051027A (zh) * 2020-09-16 2020-12-08 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超声速风洞模型两自由度支撑装置

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102175420A (zh) * 2011-01-25 2011-09-07 北京航空航天大学 用于飞机风洞试验的二自由度支持***
CN105784318A (zh) * 2016-03-04 2016-07-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种低速风洞模型飞行实验***及方法
CN108572054A (zh) * 2017-03-13 2018-09-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种暂冲式风洞模拟试验方法及装置
CN109632249A (zh) * 2019-02-28 2019-04-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种翼型高速风洞动态试验装置
CN110228767A (zh) * 2019-06-26 2019-09-13 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种激波风洞模型地面支撑装置
CN110686856A (zh) * 2019-09-30 2020-01-14 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护***
CN112051027A (zh) * 2020-09-16 2020-12-08 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超声速风洞模型两自由度支撑装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
徐德起 等编著: "《情志蓝天—记航空气动专家中国科学院院士李天》", 30 April 2011 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114608794A (zh) * 2022-05-11 2022-06-10 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法
CN114608794B (zh) * 2022-05-11 2022-07-19 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法
CN117433740A (zh) * 2023-12-20 2024-01-23 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种风洞飞行试验的连接装置及飞行器模型
CN117433740B (zh) * 2023-12-20 2024-03-15 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种风洞飞行试验的连接装置及飞行器模型
CN117824984A (zh) * 2024-02-23 2024-04-05 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种大迎角高速风洞试验模型姿态角测量与计算方法
CN117824984B (zh) * 2024-02-23 2024-06-04 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种大迎角高速风洞试验模型姿态角测量与计算方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113280992A (zh) 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验***
CN108844711B (zh) 一种翼型两自由度动态风洞试验装置
CN102853978B (zh) 一种机床三维静刚度加载试验装置及试验方法
CN108287072B (zh) 一种机器人用精密减速器疲劳寿命测试方法
CN109093379A (zh) 低压涡轮单元体智能装配平台
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
CN102279101A (zh) 六维力高频疲劳试验机及使用方法
CN114894427B (zh) 一种连续变马赫数的控制方法
CN106840583B (zh) 一种具有平移功能的亚跨超声速风洞大攻角机构
CN105180965A (zh) 三轴向舰船姿态角仿真模拟试验平台
CN112710459B (zh) 航空发动机转子飞行状态模拟实验平台
CN113252286A (zh) 一种飞行器复合控制风洞半实物仿真试验***
CN106564617A (zh) 一种flap舵面加载装置及功能试验方法
CN207600320U (zh) 一种模拟弹体气动载荷加载的装置
CN201637583U (zh) 车门顶静压试验台
CN103926039A (zh) 一种可双向加载的机电式力源装置
CN106406122A (zh) 大型飞行器飞行姿态模拟装置角度反馈***
CN211235834U (zh) 一种基于可变径柔性支撑的风电叶片内窥检测机器人
CN102072796A (zh) 太阳能电池阵动态测量***
CN205910003U (zh) 一种高精度传动检测***
CN112577698B (zh) 一种风洞攻角机构负载平衡力动态跟踪调节装置及方法
CN113899526B (zh) 自补偿升沉控制***
CN115855432A (zh) 分布式涵道风扇组合测试装置及测试方法
CN112683484B (zh) 一种应用于大型连续式跨声速风洞的半模支撑机构
CN212501114U (zh) 一种无人机多自由度姿态测试***

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
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Li Hao

Inventor after: Ma Shang

Inventor after: Zhao Zhongliang

Inventor after: Li Qian

Inventor after: Yang Haiyong

Inventor after: Xu Yangfan

Inventor after: Miao Lei

Inventor after: Wang Xiaobing

Inventor after: Li Yuping

Inventor after: Chen Jianzhong

Inventor before: Li Hao

Inventor before: Li Yuping

Inventor before: Chen Jianzhong

Inventor before: Zhao Zhongliang

Inventor before: Li Qian

Inventor before: Xu Yangfan

Inventor before: Miao Lei

Inventor before: Chen Xingyang

Inventor before: Wang Xiaobing

Inventor before: Zhou Xiaozhi

Inventor before: Yang Haiyong

CB03 Change of inventor or designer information
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210820

RJ01 Rejection of invention patent application after publication