电磁散射测试的可重构绳系并联支撑机构

根据电磁散射测试时被测目标物姿态滚转变化的需求,提出一种能同时满足全滚转扫描和其他多种姿态测试要求的可重构绳系并联支撑机构设计方案,并进行了理论分析和试验验证。用双回转机构构建可重构绳系并联支撑机构,建立了该机构的运动学模型和静力学模型。根据该机构的结构矩阵,采用蒙特卡罗法求解其力闭合工作空间,计算得到设计参数下的姿态工作空间,分析了目标物全滚转、俯仰,全滚转、俯仰和偏航2种组合姿态运动状态下,绳长的变化规律和绳拉力的分布情况。进一步地,分别对泡沫转台支架和绳系结构支撑的电磁散射特性进行了测试和分析。最后,分析了某飞机目标物在泡沫转台支架和绳系支撑下的雷达散射截面。结果表明:在8~12 GHz频段内,可重构绳系并联支撑机构表现出很好的低散射特性。2种支撑方式下飞机目标雷达散射截面测试误差的绝对值小于1 dBsm,相对误差为±10%。可重构绳系并联支撑机构支撑可拓展电磁散射测试能力,具有良好的工程实际应用前景。

低速风洞绳牵引并联支撑系统的机构与模型姿态控制方案设计

首先介绍作为风洞试验中新型'软式'支撑系统的绳牵引并联支撑系统;其次,在给定的设计要求下,依据缩比模型所需运动,探讨绳牵引并联支撑系统的设计原理,并提出详细的设计步骤,得到了一个8根绳牵引的RRPM:WDPSS-8,使缩比为1∶40的F-15E模型可实现的俯仰角达-79°～71°、滚转角达-90°～90°、偏航角达-38°～39°;最后,在建立系统的动力学模型的基础上,采用基于绳长关节空间的驱动力矩控制器的位置控制方案来进行缩比模型的姿态控制,并用Lyapunov函数证明缩比模型在该控制规则下的运动稳定性.

FAST馈源舱绳牵引并联支撑系统的机构设计

在不考虑驱动系统功率大小的限制和机构的组成要素满足一定理想条件下,以舱体实现2个转动自由度和3个平动自由度为前提,从绳牵引并联机构学的角度出发,为500 m口径球面大射电望远镜(FAST)的馈源支撑寻找可行的机构类型.结果表明,6根绳牵引的6自由度的不完全约束定位机构(IRPM)、6自由度的完全约束定位机构(CRPM),以及6自由度的过约束定位机构(RRPM)都是可选的机构类型,但各自要解决的关键技术并不相同.

风洞试验绳牵引并联支撑系统流致振动研究

本文针对绳系并联支撑系统在低速风洞中的应用,对流场引起的牵引绳振动情况进行了流固耦合分析。基于ANSYS workbench的流固耦合模块,对来流速度为17 m/s时绳的振动特性进行分析。首先通过单向流固耦合分析,选择牵引绳最佳预紧力。其次,利用双向流固耦合模块,分析了不同工况下绳的振动特性,给出了对应情况下绳的最大振动位移点及其历程变化。结果表明,最大振动位移点基本都在绳中间位置,且振动位移较小;绳最大振动方向主要表现为顺流向,不同工况对绳的振动行为会有一定影响,但影响较小。

低速风洞绳牵引并联机构的动力学分析

现代飞行器对低速风洞试验的攻角范围要求很大,往往无法用传统支撑系统来实现.文中提出1个新型的绳牵引并联支撑系统,用来支撑缩小比例为1∶100的F-15E"攻击鹰"战斗机模型的低速风洞试验,该支撑系统使缩比模型的3个姿态角能实现±90°的变化.通过做粗略风速为28.8 m.s-1的吹风实验,发现设计方案是可行的.对用于低速风洞大攻角支撑系统的绳牵引并联机构进行逆动力学分析,并建立机构的动力学模型求逆动力学解,仿真分析缩比模型进行纯平动和纯转动时各根绳的拉力值.由系统的动力学线性挠动方程求出机构系统的固有频率,通过仿真分析求出缩比模型单独绕某一坐标轴转动时,其在特定位姿处的最小固有频率.

考虑绳阻尼的绳系并联机器人动力学特性分析

针对应用于风洞试验模型支撑的绳系并联机器人的设计需求,采用实验和理论建模相结合的方法,研究绳阻尼对绳系并联机器人动力学特性的影响。首先,为了准确地定量描述绳阻尼,设计了一套测量绳阻尼的实验装置,通过实验得到了不同参数下的绳阻尼比;其次,考虑了绳阻尼,对绳张力进行建模,并提出了考虑绳阻尼的绳系并联机器人的动力学建模方法;最后,分析了绳阻尼对绳系并联机器人动力学特性的影响。结果表明:绳阻尼对绳系并联机器人动力学响应的影响主要体现在响应幅值上,绳直径越大,绳阻尼对绳系并联机器人动力学响应的减振作用越明显。当绳阻尼系数大于0.6 N·s/m时,不论绳直径粗细如何,绳阻尼对绳系并联机器人动力学特性的影响不能忽略。研究结果可为绳系并联机器人的设计提供理论指导。

两种典型六自由度支撑机构大迎角运动特性分析与对比

为满足先进飞行器研制对大迎角多自由度耦合运动试验的要求,急需发展新型风洞模型支撑技术。重点研究了刚、柔两种典型六自由度并联支撑机构的大迎角运动特性。首先建立一种横式6-PUS刚性并联机构,根据运动学模型和约束条件,求解飞机模型的位置和姿态运动空间,并推导其刚度矩阵;针对一种八绳牵引并联支撑机构,利用凸多边形算法求解动态运动空间;对比分析两种机构的运动空间和固有频率,结果表明两种支撑机构均能实现较大范围的六自由度运动,但绳系支撑的横向位置空间更大,在俯仰方向也更具优势,且在大迎角下仍具有较大的固有频率;最后以大迎角运动实验为例,验证了绳牵引并联支撑方式的有效性。

风洞虚拟飞行试验模型绳系并联支撑机构

提出了一种三自由度风洞虚拟飞行试验模型的绳系并联支撑机构,采用上下各两根绳索牵引飞行器模型,并配合偏航转台模拟飞行器模型的三轴姿态变化,实现3个转动自由度的自由耦合和解耦运动。首先通过螺旋理论的构型设计和自由度分析方法完成该风洞虚拟飞行试验模型支撑机构总体设计;接着通过对支撑平台的结构优化,使得机构运动过程中模型质心与机构转动中心重合,以保证支撑系统的稳定性;最后对该欠约束、可重构、被动驱动的虚拟飞行试验模型绳系并联支撑机构进行运动学和动力学建模,并通过动力学仿真和初步风洞试验,验证了该绳系支撑机构能够满足风洞虚拟飞行试验支撑系统的要求。为发展新型风洞虚拟飞行试验模型提供了新思路,也为飞行器模型的气动力耦合机理和气动参数辨识等风洞试验奠定了基础。

基于绳系并联机器人支撑系统的SDM动导数试验可行性研究

详细给出了在低速风洞中,采用绳系并联机器人(WDPR)支撑模型,用强迫振荡法进行标准动态模型(SDM)动导数试验可行性的研究。试验中将杆式六分量应变天平内置入模型中以测量模型的气动力和气动力矩,建立了适用于绳系并联机器人支撑系统的模型运动控制子系统和数据采集子系统。采用绳拉力作为参考信号,对气动力矩信号与位姿信号进行数据的同步处理,解决了绳系并联机器人支撑系统应用于动导数试验时所测力矩信号与位姿信号之间的相位差确定问题,给出了WDPR支撑下模型动导数的计算方法。整个试验样机置于某开口式低速直流风洞中进行了俯仰、带偏航角的俯仰以及升沉的动导数试验,通过测量和计算得到各动导数。试验结果与参考文献相比较具有合理的一致性。研究结果表明,采用绳系并联机器人支撑模型进行动导数试验是可行的,至少对于SDM是这样的结果;使用一套绳系并联机器人支撑系统,可以完成多套硬式支撑系统才能完成的动导数试验,从而提高试验效率,降低试验成本。

绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟

绕速度矢量旋转运动风洞试验是研究战斗机尾旋和大迎角复杂机动特性的一种重要手段,其中模型支撑是关键。创新性地设计了基于六自由度绳系并联支撑的旋转运动方式。提出定旋转角速度和定气流角2种旋转运动设计方法,推导得到旋转运动参数与模型位姿之间的关系式,并给出两者的关联;结合支撑系统动力学模型,设计绳长为控制变量的计算力矩控制律。通过ADMAS软件仿真和原理样机试验验证,结果表明所提设计方法可以实现飞机模型绕速度矢量变气流角定速率、定气流角变速率等复杂变参数旋转运动,且定气流角方法既能满足三自由度定耦合比关系,还能准确地模拟战斗机正飞/倒飞尾旋运动,这将为深入研究尾旋和大迎角机动特性提供技术支持。

全模颤振四绳支撑系统运动特性与稳定性

全模颤振风洞试验是飞行器气弹设计与验证的重要环节,其中的一个关键问题是设计满足固有频率和运动调整范围要求的模型支撑。该文以跨声速风洞试验为应用背景,基于绳系并联机构原理,提出一种四绳-三弹簧牵引的全模颤振支撑方式。根据运动学关系,建立该四绳-三弹簧系统的刚度表达式;基于虚功原理,推导了系统应满足稳定性的条件。通过刚度和气动导数矩阵分析,以及气动力作用下的模型位姿响应,证明了该支撑适用于静不稳定飞机模型。经过系统冲击响应及其频率影响因素研究表明:该支撑能满足全模颤振对支撑系统固有频率的要求;通过仿真计算和Adams软件模拟,验证了该支撑能通过控制绳长和操纵舵面调控,实现对飞机模型位姿的有效调整。研究结果可以为全模颤振试验模型支撑技术提供一种新的思路。

WDPSS缩比模型的低速风洞测力试验

以满足风洞测力实验时所要求的缩比模型的姿态范围为出发点,进行低速风洞大攻角绳牵引并联支撑系统(WDPSS)的机构设计,得到构型WDPSS-8.研究WDPSS-8的缩比模型姿态控制技术和作用在缩比模型上的气动载荷的解算原理.在实现缩比模型的姿态控制和测力系统的基础上,对WDPSS-8进行开口式低速回流风洞吹风试验,得到一组升力系数、阻力系数及升阻比随攻角的变化曲线.虽然没有标模的试验数据对比,但所得的曲线是符合一般飞行器的空气动力特性的.

一种眼镜蛇机动试验方法的仿真研究

针对过失速机动中的眼镜蛇机动在飞行过程中的运动特点,提出了采用绳系并联机构作为模型在风洞中吹风试验的支撑机构。通过分析迎角的改变过程与特点,给出了适合于进行眼镜蛇机动风洞试验的支撑方式;针对某一典型试验模型,将支撑机构在ADAMS中进行了虚拟样机建模,并分析了试验过程中支撑绳索的长度变化情况,分析结果表明了应用该支撑方式在风洞中进行眼镜蛇机动吹风试验的可行性。