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公开(公告)号：CN115901170A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211603388.5
申请日：2022-12-13
Applicant: 大连理工大学
Abstract: 本发明属于飞行器风洞模型振动主动控制领域，提出了一种风洞模型振动惯性作动抑制装置，该装置具备抑制风洞模型俯仰、偏航复合振动的功能。该装置由外壳基座、端盖、轴承、主轴、定位螺母、定位轴套、惯性质量块、联轴器、电机部件，及端盖紧定螺钉、电机安装螺钉、电机联接键、主轴联接键、质量块联接键紧固件组成，与测力天平同轴安装于飞行器模型的尾部空腔内，通过驱动惯性质量块进行圆周运动提供惯性抑振力，实现对飞行器风洞模型俯仰、偏航两自由度复合振动的控制。装置结构紧凑、控制简便，安装于模型内空腔避免了对模型气动外形产生附加影响，应用潜力大。
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公开(公告)号：CN114112291B
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202111344651.9
申请日：2021-11-15
Applicant: 大连理工大学
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明属于飞行器风洞模型振动主动控制领域，提供了一种模型适应型振动主动抑制方法，该方法首先通过对模型支撑系统进行正弦扫频激励，获取系统的开环频率响应及各阶固有频率；其次分离时域振动信号获得系统的各阶振型，辨识系统传递函数；最后基于辨识的模型参数进行控制参数整定，获得最优控制参数，实现模型的振动主动抑制。本发明所提方法可依据不同类飞行器模型系统特性自适应调节控制参数，实现多类模型振动的快速、有效抑制，适应性强、准确性高。
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公开(公告)号：CN114323549A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111525906.1
申请日：2021-12-14
Applicant: 大连理工大学
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明属于飞行器风洞模型振动主动控制领域，提出了一种风洞模型振动惯性作动抑制装置，该装置具备抑制风洞模型俯仰、偏航复合振动的功能。该装置由外壳基座、端盖、轴承、主轴、定位螺母、定位轴套、惯性质量块、联轴器、电机部件，及端盖紧定螺钉、电机安装螺钉、电机联接键、主轴联接键、质量块联接键紧固件组成，与测力天平同轴安装于飞行器模型的尾部空腔内，通过驱动惯性质量块进行圆周运动提供惯性抑振力，实现对飞行器风洞模型俯仰、偏航两自由度复合振动的控制。装置结构紧凑、控制简便，安装于模型内空腔避免了对模型气动外形产生附加影响，应用潜力大。
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公开(公告)号：CN115060451B
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202210642935.4
申请日：2022-06-08
Applicant: 大连理工大学
Abstract: 本发明属于飞行器模型振动主动控制领域，提供一种风洞模型支撑系统多模态振动协同抑制方法。首先通过对风洞模型支撑系统进行力锤脉冲激励，获取系统频响函数，辨识各阶模态参数；其次求取系统模态率器解耦矩阵，设计模态滤波器；然后辨识系统各阶状态空间方程，设计模态观测器；最后计算各阶控制增益，求取各阶模态控制力及物理控制力，实现模型支撑系统多模态振动协同抑制。本发明对多模态复杂振动系统进行模态空间内解耦观测，解算最优控制器增益，引入模型支撑系统的振动控制闭环，实现多模态振动协同主动抑制；对复杂振动系统抑制效果明显，风洞试验数据获取准确，可保证高机动飞行器动稳定性可靠评估，适用多类风洞试验及模型支撑系统。
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公开(公告)号：CN119167525B
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411667938.9
申请日：2024-11-21
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于机构摩擦建模领域，公开了一种动导数长时试验下试验机构非线性摩擦力矩的跟踪预测方法。该方法基于传动件涂层的摩擦试验，获取涂层摩擦系数的时变历程；依据累积滑动位移构建摩擦系数的非线性函数，描述长时实验中的摩擦系数变化过程；依据动导数试验机构受力分析，求解各个旋转副的支反力，并通过弹性接触模型，计算求解旋转副的接触压力分布；依据求得接触压力分布，构建切向粘滑摩擦力模型，求解旋转副的摩擦力矩，求得机构运动链的摩擦力矩；依据前述摩擦系数的非线性函数，通过累积计算试验中的滑动位移，调节摩擦系数，实现动导数长时试验下试验机构非线性摩擦力矩的跟踪预测。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119164598B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411668121.3
申请日：2024-11-21
Applicant: 大连理工大学
Abstract: 本发明属于动稳定性导数测量领域，公开了一种基于压电驱动的尾撑式腔内高频强迫振动动导数试验方法。基于试验技术指标，依据功率配准原则，进行驱动器选型；提出一种作动器对称分布，双向交替作动的高频消隙作动模式，极大减小了传动过程中的间隙，同时具备激振振幅、频率连续调节能力；基于压电作动模式设计、优化旋转激振传动结构，实现在受限空间下将直线微位移转化为单自由度的往复摆动；搭建高速飞行器模型腔内高频激振模块与低阻尼角位移监测模块与多维力测量模块，提高了动导数试验数据测量的准确性；通过采集模型的角位移与多维气动力数据，实现多类动导数数据的解算，完成飞行器模型的动导数试验。
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公开(公告)号：CN119167526A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411668365.1
申请日：2024-11-21
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于机构动力学建模领域，公开了一种双自由度动导数试验装置的线弹性机构位姿传递建模方法。该方法基于已有的双自由度动导数试验装置机构，分析机构运动链；依据运动链求解机构的刚体位姿传递矩阵，得到机构位姿的输入输出关系；通过在运动副上建立弹性单元，修正构件受力后的弹性收缩与弯曲量；将构件的弹性量修正至机构的位姿传递模型模型，获得虑及弹性变形的机构位姿传递矩阵；由此得到复杂气动载荷下双自由度动导数试验装置的线弹性机构位姿传递模型；该发明对装置机构由于时变气动负载导致的弹性变形有较好的描述性能，计算公式简洁可靠，求解简单，既明晰了线弹性机构的位姿传递特性，又具备运动反馈控制的时效性要求。
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公开(公告)号：CN119167525A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411667938.9
申请日：2024-11-21
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于机构摩擦建模领域，公开了一种动导数长时试验下试验机构非线性摩擦力矩的跟踪预测方法。该方法基于传动件涂层的摩擦试验，获取涂层摩擦系数的时变历程；依据累积滑动位移构建摩擦系数的非线性函数，描述长时实验中的摩擦系数变化过程；依据动导数试验机构受力分析，求解各个旋转副的支反力，并通过弹性接触模型，计算求解旋转副的接触压力分布；依据求得接触压力分布，构建切向粘滑摩擦力模型，求解旋转副的摩擦力矩，求得机构运动链的摩擦力矩；依据前述摩擦系数的非线性函数，通过累积计算试验中的滑动位移，调节摩擦系数，实现动导数长时试验下试验机构非线性摩擦力矩的跟踪预测。
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公开(公告)号：CN119164598A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411668121.3
申请日：2024-11-21
Applicant: 大连理工大学
Abstract: 本发明属于动稳定性导数测量领域，公开了一种基于压电驱动的尾撑式腔内高频强迫振动动导数试验方法。基于试验技术指标，依据功率配准原则，进行驱动器选型；提出一种作动器对称分布，双向交替作动的高频消隙作动模式，极大减小了传动过程中的间隙，同时具备激振振幅、频率连续调节能力；基于压电作动模式设计、优化旋转激振传动结构，实现在受限空间下将直线微位移转化为单自由度的往复摆动；搭建高速飞行器模型腔内高频激振模块与低阻尼角位移监测模块与多维力测量模块，提高了动导数试验数据测量的准确性；通过采集模型的角位移与多维气动力数据，实现多类动导数数据的解算，完成飞行器模型的动导数试验。
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公开(公告)号：CN119164597A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411667914.3
申请日：2024-11-21
Applicant: 大连理工大学
Abstract: 本发明属于飞行器模型风洞动导数试验领域，公开一种动导数试验中飞行器模型模拟运动的多维力位信息感知方法。该方法针对在复杂流场下多维瞬变力高频测量，提出基于多维力压电天平的力测量与解算模型，通过多向力‑电荷之间的映射关系表征飞行器瞬时受力状态；虑及空间尺寸约束、定位精度容限的角度编码器定位器多尺寸优化方法，设计形成定位器结构及角度编码器‑构件传动单元一体集成的三自由度角度监测布局；组装压电天平与角度编码器，搭建飞行器模型力位状态的组合测量集成布局；研究测量系统的力位一体标校方法，构建测量中心‑飞行器模型质心的力位解算模型，实现飞行器空间力位状态的实时精确表征。
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